RU2794703C1 - Method for self-correction of satellite navigation receivers and device for its implementation - Google Patents
Method for self-correction of satellite navigation receivers and device for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2794703C1 RU2794703C1 RU2022109329A RU2022109329A RU2794703C1 RU 2794703 C1 RU2794703 C1 RU 2794703C1 RU 2022109329 A RU2022109329 A RU 2022109329A RU 2022109329 A RU2022109329 A RU 2022109329A RU 2794703 C1 RU2794703 C1 RU 2794703C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- inputs
- outputs
- adders
- coordinates
- satellite navigation
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области навигационных систем, а более конкретно к автономной само коррекции (СК) спутниковых навигационных приемников (СНП) без использования внешних средств дифференциальной коррекции (ДК). Изобретение может быть использовано для построения СНП с режимом СК, предназначенных для любых неподвижных и движущихся объектов.The present invention relates to the field of navigation systems, and more specifically to autonomous self-correction (SC) of satellite navigation receivers (SNS) without the use of external differential correction (DC) tools. The invention can be used to build SNP with the SC mode, designed for any stationary and moving objects.
Технический результат - повышение статической и динамической точности СНП в определении скорости и координат местоположения объекта, автономность само коррекции, экономичность, улучшение помехоустойчивости. Для достижения поставленной цели в СНП осуществляют построение дополнительного канала навигации (ДКН) на основе фильтра физической интеграции (ФФИ). В ДКН обеспечивают фильтрацию динамических ошибок по скорости и координатам СНП в определенной области частот, выделение систематической ошибки по скорости горизонтальных каналов СНП и ее СК, с использованием координат СНП, вычисление координат и скорости, точность которых не зависит от систематических и динамических ошибок СНП по скорости и координатам и выше точности отечественной системы ДК. Сущность изобретения для способа состоит в том, что вместо известного способа ДК координат СНП, с использованием внешних средств, осуществляют СК горизонтальных составляющих скорости СНП, с использованием его координат, для чего в СНП осуществляют построение ДКН, содержащего ФФИ, блок задержки сигналов, сумматор в каждом горизонтальном канале и блок вычисления координат, сигналы по скорректированной скорости с ФФИ, с заданной задержкой, направляют в блок вычисления навигационной информации, который формирует выходные параметры потребителям по скорости и координатам, точность которых в несколько раз выше, чем у приемника СНП.The technical result is an increase in the static and dynamic accuracy of the SNS in determining the speed and coordinates of the location of an object, the autonomy of self-correction, efficiency, and improved noise immunity. To achieve this goal, an additional navigation channel (DTC) is built in the SNP based on the physical integration filter (PFI). DTCs provide filtering of dynamic errors in the speed and coordinates of the SNS in a certain frequency range, selection of a systematic error in the speed of the horizontal channels of the SNS and its SC, using the coordinates of the SNS, calculation of coordinates and speed, the accuracy of which does not depend on the systematic and dynamic errors of the SNS in speed and coordinates and higher than the accuracy of the domestic DC system. The essence of the invention for the method lies in the fact that instead of the well-known method of DC of the coordinates of the SNP, using external means, the SC of the horizontal components of the speed of the SNP is carried out using its coordinates, for which purpose the SNP is constructed in the SNP, which contains the FFI, the signal delay block, the adder in in each horizontal channel and a coordinate calculation unit, the corrected speed signals from the FFI, with a given delay, are sent to the navigation information calculation unit, which generates output parameters for consumers in terms of speed and coordinates, the accuracy of which is several times higher than that of the SNS receiver.
Известны отечественные и зарубежные СНП, которые работают в автономном режиме, без использования внешних средств коррекции, предназначенные для установки на движущихся объектах. Например, известен СНП Р-737, разработки МКБ "КОМПАС" Россия, имеет точность в автономном режиме в определении координат места 20 м, а в определении скорости 0.15 м/с, сайт предприятия. Также известен отечественный СНП СН - 4312-02 разработки АО "КБ НАВИС" Россия, точность определения координат местоположения составляет 15 м., а скорости 0.3 м/с, сайт предприятия. Также известен американский СНП GG24 разработки фирмы "Ashtech" США, этот СНП имеет точность в автономном режиме в определении координат места 20 м, в режиме дифференциальной коррекции 0.9, рекламный проспект фирмы "Ashtech". Также известен цифровой приемник сигналов спутниковой радионавигационной системы, патент № RU 2467351 опубликован 20.11.2012 года. Указанные СНП имеет следующие недостатки:Known domestic and foreign SNP, which operate offline, without the use of external means of correction, designed for installation on moving objects. For example, SNP R-737, developed by ICD "KOMPAS" Russia, is known, has an offline accuracy in determining the coordinates of the place of 20 m, and in determining the speed of 0.15 m / s, the site of the enterprise. Also known is the domestic SNP SN - 4312-02 developed by JSC "KB NAVIS" Russia, the accuracy of determining the location coordinates is 15 m, and the speed is 0.3 m / s, the site of the enterprise. Also known is the American SNP GG24 developed by the company "Ashtech" USA, this SNP has an offline accuracy in determining the coordinates of the place of 20 m, in the differential correction mode 0.9, the flyer of the company "Ashtech". Also known is a digital receiver of signals of a satellite radio navigation system, patent No. RU 2467351 published on November 20, 2012. These SNPs have the following disadvantages:
- отсутствует режим само коррекции координат места и скорости;- there is no mode of self-correction of coordinates of place and speed;
- сравнительно низкая точность навигационной информации.- relatively low accuracy of navigation information.
Также известны способы повышения точности СНП. Например, "Способ подавления ошибок многолучевости в приемнике спутниковой навигации". Патент № RU 2432585, опубликован 27.11.2011 года. Этот способ имеет следующие недостатки: использование сигналов от многих спутников разных систем ГЛОНАСС, GPS, Галилео и других систем; увеличение возникновения сбоев информации и радиопомех; корректируется только одна ошибка из многих других ошибок; используются дорогостоящие внешние средства коррекции указанной ошибки; теряется автономность работы СНП. Кроме того, известен способ ДК СНП, например, "Глобальные навигационные спутниковые системы. Системы дифференциальной коррекции, Общие требования". ГОСТ Р 54459 - 2011, а также описание способа ДК дано на сайте "Википедия". Способ ДК использует большое количество наземных базовых станций, их координаты места должны быть известны с высокой точностью. Например, геодезическая привязка места базовой станции с точностью 0.1 угловой секунды вызовет ошибку потребителя в определении координат 3 м. Современный способ ДК заключается в следующем. Базовые станции, расположенные на Земле, на определенном расстоянии друг от друга, осуществляют непрерывный прием сигналов от космических спутников. Затем, накопленную информацию, базовые станции передают на контрольно-вычислительные станции, которые формируют дифференциальные поправки на некоторую ограниченную территорию потребителей. Вычисленные дифференциальные поправки передаются на станции передачи данных, равномерно расположенные на обслуживаемой территории. Станции передачи данных передают дифференциальные поправки на геостационарные спутники, с которых они поступают потребителям.There are also known ways to improve the accuracy of SNP. For example, "Method for Suppressing Multipath Errors in a Satellite Navigation Receiver". Patent No. RU 2432585, published on November 27, 2011. This method has the following disadvantages: the use of signals from many satellites of different GLONASS, GPS, Galileo and other systems; increase in the occurrence of information failures and radio interference; only one error out of many other errors is corrected; expensive external means of correcting this error are used; the autonomy of the SNP is lost. In addition, the method of DC SNP is known, for example, "Global navigation satellite systems. Differential correction systems, General requirements". GOST R 54459 - 2011, as well as a description of the DC method is given on the Wikipedia website. The DC method uses a large number of ground base stations, their location coordinates must be known with high accuracy. For example, geodetic referencing of a base station site with an accuracy of 0.1 arc seconds will cause a consumer error in determining the coordinates of 3 m. The modern way of DC is as follows. Base stations located on the Earth at a certain distance from each other continuously receive signals from space satellites. Then, the accumulated information is transmitted by the base stations to the control and computing stations, which form differential corrections for a certain limited territory of consumers. The calculated differential corrections are transmitted to data transmission stations evenly located in the service area. Data transmission stations transmit differential corrections to geostationary satellites from which they are received by consumers.
Известны иностранные системы ДК, например, GDGPS - система ДК (США), описана на сайте "Википедия". В основе GDGPS лежит глобальная структура, включая систему WAAS и сегмент оперативного управления GPS нового поколения. Система использует большую наземную сеть опорных базовых станций, инновационную сетевую архитектуру и программное обеспечение для обработки данных. Система обеспечивает точность позиционирования 10 см, видимо относительно базовой станции, без учета ошибки ее привязки и собственных динамических ошибок СНП потребителя.Foreign DC systems are known, for example, GDGPS - the DC system (USA), is described on the Wikipedia website. At the heart of GDGPS is a global framework, including the WAAS system and the next generation GPS operations management segment. The system uses a large terrestrial network of reference base stations, innovative network architecture and data processing software. The system provides a positioning accuracy of 10 cm, apparently relative to the base station, without taking into account the error of its binding and the consumer's own dynamic errors.
Также известна отечественная система ДК, например СДКМ ГЛОНАСС, (ГОСТ Р 54459 - 2011). Система имеет более 50 базовых станций, расположенных на территории России и за рубежом, космический сегмент спутниковой связи и другие подсистемы. Система обеспечивает точность позиционирования 3-5 м.Also known is the domestic DC system, for example SDKM GLONASS, (GOST R 54459 - 2011). The system has more than 50 base stations located in Russia and abroad, a space segment of satellite communications and other subsystems. The system provides positioning accuracy of 3-5 m.
В качестве прототипа, для предлагаемого устройства по своей технической сущности и достигаемым результатам, может быть принят СНП СН - 4312-02. Его недостатками являются, сравнительно низкая точность навигационной информации и отсутствие режима СК координат места и скорости. Предлагаемый способ СК СНП не имеет аналогов, но по технической сущности и достигаемым результатам, может быть выбран, описанный выше отечественный способ ДК СНП потребителей. Недостатками этого способа являются:SNP CH - 4312-02 can be adopted as a prototype for the proposed device in terms of its technical essence and the results achieved. Its disadvantages are the relatively low accuracy of navigation information and the absence of the SC mode of location and speed coordinates. The proposed method of SC SNP has no analogues, but according to the technical essence and the results achieved, the above-described domestic method of DK SNP of consumers can be selected. The disadvantages of this method are:
- использование для коррекции внешней радиотехнической информации;- use for correction of external radio technical information;
- корректируются только координаты СНП, а скорость не корректируется;- only the coordinates of the SNP are corrected, and the speed is not corrected;
- экономически чрезвычайно затратный способ, используется громадное количество наземного оборудования, расположенного, почти, на всей поверхности земного шара, и сложное программно-математическое обеспечение;- economically extremely costly method, a huge amount of ground equipment is used, located almost on the entire surface of the globe, and complex software and mathematical software;
- для обеспечения средств коррекции привлекается огромное количество обслуживающего персонала;- to provide means of correction, a huge number of service personnel are involved;
- сигналы радиотехнических базовых станций могут иметь сбои и радиопомехи, что влияет на точность ДК.- the signals of radio technical base stations may have failures and radio interference, which affects the accuracy of the DC.
Сущность изобретения для способа состоит в том, что в известном способе внешней дифференциальной коррекции координат спутниковых навигационных приемнико включающем построение громадного количества радиотехнических базовых станций, расположенных по всему земному шару, и другого оборудования, создание сложного программно-математического обеспечения для обработки и передачи навигационной информации потребителям, использование многочисленного обслуживающего персонала, вместо дифференциальной коррекции от внешних средств, выполняют само коррекцию скорости горизонтальных каналов спутникового навигационного приемника с использованием его координат, для чего осуществляют построение дополнительного канала навигации, содержащего фильтр физической интеграции, блок задержки сигналов, сумматор в каждом горизонтальном канале и блок вычисления навигационной информации, для чего сигналы по координатам спутникового навигационного приемника направляют на первый вход фильтров физической интеграции, а сигналы по скоростям спутникового навигационного приемника направляют на второй вход фильтров физической интеграции, в них одновременно фильтруют высоко частотные ошибки по скоростям и координатам выделяют постоянные ошибки по скоростям спутникового навигационного приемника, отфильтрованные и выделенные постоянные ошибки по скоростям направляют в блоки задержки сигналов, на время переходного процесса, в результате этого устраняют влияние систематической ошибки по координатам на точность дополнительного канала навигации, с выхода блоков задержки сигналов установившуюся ошибку по скоростям направляют на первый вход сумматоров, где ее вычитают из скоростей спутникового навигационного приемника, направленной на второй вход этих сумматоров, с выхода которого скорректированные скорости спутникового навигационного приемника направляют в блок вычисления навигационной информации, в котором на их основе вычисляют координаты местоположения объекта.The essence of the invention for the method lies in the fact that in the known method of external differential correction of the coordinates of satellite navigation receivers, including the construction of a huge number of radio base stations located around the globe, and other equipment, the creation of complex software and mathematical software for processing and transmitting navigation information to consumers , the use of numerous service personnel, instead of differential correction from external means, the speed of the horizontal channels of the satellite navigation receiver is self-corrected using its coordinates, for which an additional navigation channel is built containing a physical integration filter, a signal delay unit, an adder in each horizontal channel and navigation information calculation unit, for which the signals according to the coordinates of the satellite navigation receiver are sent to the first input of the physical integration filters, and the signals according to the speeds of the satellite navigation receiver are sent to the second input of the physical integration filters, high-frequency errors are simultaneously filtered in them by speeds and coordinates, constant errors are isolated according to the speeds of the satellite navigation receiver, the filtered and selected constant errors in speeds are sent to the signal delay blocks, for the duration of the transient process, as a result, the effect of the systematic error in coordinates on the accuracy of the additional navigation channel is eliminated, from the output of the signal delay blocks, the steady-state error in speeds is sent to the first input of the adders, where it is subtracted from the speeds of the satellite navigation receiver directed to the second input of these adders, from the output of which the corrected speeds of the satellite navigation receiver are sent to the navigation information calculation unit, in which the object location coordinates are calculated based on them.
Сущность изобретения для устройства состоит в том, что в спутниковом навигационном приемнике, работающем в автономном режиме, без использования средств внешней дифференциальной коррекции, в каждом горизонтальном канале, осуществляют само коррекцию скоростей и координат горизонтальных каналов, для чего производят построение, в каждом горизонтальном канале, дополнительного канала навигации, содержащего фильтр физической интеграции, блок задержки сигналов, сумматор в каждом горизонтальном канале и блок вычисления навигационной информации, причем первые выходы горизонтальных каналов спутникового навигационного приемника по координатам, соединены с первыми входами, первых сумматоров, соответствующих горизонтальных каналов фильтров физической интеграции, а вторые выходы горизонтальных каналов спутникового навигационного приемника по скоростям, соединены со вторыми входами вторых сумматоров, соответствующих горизонтальных каналов фильтров физической интеграции, содержащих первое и второе интегрально-усилительное звено, интегральное звено, усилительное звено, первый, второй, третий и четвертый сумматоры, причем вторые входы первых сумматоров соединены с выходами первых интегрально-усилительных звеньев, выходы первых сумматоров соединены с первыми входами четвертых сумматоров, вторые входы которых соединены с выходами интегральных звеньев, выходы четвертых сумматоров соединены со входами первых интегрально-усилительных звеньев, усилительных звеньев и вторых интегрально-усилительных звеньев, первые входы вторых сумматоров соединены с выходами вторых интегрально-усилительных звеньев, выходы вторых сумматоров соединены со вторыми входами третьих сумматоров, первые входы которых соединены с выходами усилительных звеньев, выходы третьих сумматоров соединены со входами интегральных звеньев, выходы вторых интегрально-усилительных звеньев соединены со входами, соответствующих горизонтальных каналов блоков задержки сигналов, выходы которых соединены с первыми входами сумматоров, вторые входы которых соединены со вторыми выходами по скорости спутникового навигационного приемника, выходы сумматоров соединены с первыми входами блока вычисления навигационной информации, а его вторые входы соединены с третьими выходами спутникового навигационного приемника.The essence of the invention for the device lies in the fact that in a satellite navigation receiver operating in offline mode, without the use of external differential correction means, in each horizontal channel, the correction of the speeds and coordinates of the horizontal channels is carried out, for which they are built, in each horizontal channel, an additional navigation channel containing a physical integration filter, a signal delay unit, an adder in each horizontal channel and a navigation information calculation unit, the first outputs of the horizontal channels of the satellite navigation receiver by coordinates being connected to the first inputs of the first adders corresponding to the horizontal channels of the physical integration filters, and the second outputs of the horizontal channels of the satellite navigation receiver in terms of speeds are connected to the second inputs of the second adders, the corresponding horizontal channels of the physical integration filters, containing the first and second integral-amplifying link, the integral link, the amplifying link, the first, second, third and fourth adders, and the second inputs of the first adders are connected to the outputs of the first integral amplifying links, the outputs of the first adders are connected to the first inputs of the fourth adders, the second inputs of which are connected to the outputs of the integral links, the outputs of the fourth adders are connected to the inputs of the first integral amplifying links, amplifying links and the second integral amplifying links, the first inputs of the second adders are connected to the outputs of the second integral-amplifying links, the outputs of the second adders are connected to the second inputs of the third adders, the first inputs of which are connected to the outputs of the amplifying links, the outputs of the third adders are connected to the inputs of the integral links, the outputs of the second integral-amplifying links connected to the inputs of the corresponding horizontal channels of the signal delay blocks, the outputs of which are connected to the first inputs of the adders, the second inputs of which are connected to the second speed outputs of the satellite navigation receiver, the outputs of the adders are connected to the first inputs of the navigation information calculation block, and its second inputs are connected to the third outputs of the satellite navigation receiver.
Технический результат - повышение статической и динамической точности автономных СНП в определении скорости и координат местоположения объекта, путем СК, без использования средств внешней ДК, автономность само коррекции, экономичность, определяемая исключением использования дорогостоящих, многочисленных базовых станций и другого оборудования, а также услуг обслуживающего персонала, улучшение помехоустойчивости. Для достижения поставленной цели в СНП вместо ДК от внешних средств, выполняют СК скорости СНП с использованием его координат, для чего осуществляют построение дополнительных горизонтальных каналов навигации, содержащих ФФИ, блок задержки сигналов, сумматор, а также общий блок вычисления навигационной информации.EFFECT: increased static and dynamic accuracy of autonomous SNS in determining the speed and coordinates of an object's location, by means of SC, without the use of external DC tools, autonomy of self-correction, efficiency, determined by the exclusion of the use of expensive, numerous base stations and other equipment, as well as the services of maintenance personnel , improved noise immunity. To achieve the goal in SNS, instead of DC from external means, SNS speed SC is performed using its coordinates, for which additional horizontal navigation channels are built, containing FFI, a signal delay unit, an adder, and also a general navigation information calculation unit.
Сущность изобретения поясняется чертежами (фиг. 1-6) и таблицами 1, 2. На фиг. 1 показан пример реализации способа и приведена функциональная схема устройства и связи между блоками. На фиг. 2 детально показан пример реализации способа СК и приведена структурная схема ДКН и ФФИ одного из двух идентичных горизонтальных каналов. На фиг. 3, 4 и в таблицах 1, 2 приведены ошибки по скорости и координатам СНП и ДКН с СК, полученные при расчетах и моделировании, а на фиг. 5, 6 при эксперименте на лабораторном образце СНП с СК.The essence of the invention is illustrated by drawings (Fig. 1-6) and tables 1, 2. In Fig. 1 shows an example of the implementation of the method and shows a functional diagram of the device and the connection between the blocks. In FIG. Figure 2 shows in detail an example of the implementation of the SC method and shows a block diagram of the DTC and FFI of one of two identical horizontal channels. In FIG. 3, 4 and tables 1, 2 show the errors in the speed and coordinates of the SNS and DTC with SC, obtained in the course of calculations and modeling, and in Fig. 5, 6 in the experiment on a laboratory sample of SNP with SA.
На фиг. 1, 2 приняты следующие обозначения:In FIG. 1, 2 the following designations are accepted:
1 - спутниковый навигационный приемник;1 - satellite navigation receiver;
2.1, 2.2 - фильтры физической интеграции (ФФИ);2.1, 2.2 - physical integration filters (PFIs);
3.1, 3.2 - блоки задержки сигналов;3.1, 3.2 - signal delay blocks;
4.1, 4.2 - сумматоры дополнительных горизонтальных каналов навигации;4.1, 4.2 - adders of additional horizontal navigation channels;
5 - блок вычисления навигационной информации;5 - navigation information calculation unit;
1С, 2С, 3С, 4С - первый, второй, третий и четвертый сумматоры ФФИ;1C, 2C, 3C, 4C - the first, second, third and fourth FFI adders;
СД - сумматор дополнительного канала навигации (ДКН);SD - adder of additional navigation channel (DTC);
ИУ1, ИУ2 - первое и второе интегрально - усилительное звено;IU1, IU2 - the first and second integral - amplifying link;
ИЗ - интегральное звено;IZ - integral link;
УЗ - усилительное звено;US - amplifying link;
БЗ - блок задержки сигналов;BZ - signal delay block;
БВ - блок вычисления навигационной информации ДНК;BV - DNA navigation information calculation unit;
НИ - начальная информация;NI - initial information;
Р - параметры ДКН, выдаваемые потребителям;P - DTC parameters issued to consumers;
DNC, VNC - координата и скорость СНП по горизонтальному каналу;D NC , V NC - coordinate and speed of the SNP along the horizontal channel;
VNCK - скорректированная скорость ДКН по горизонтальному каналу;V NCK - corrected DTC speed in the horizontal channel;
δVNFC - ошибка по скорости СНП, выделенная ФФИ;δV NFC - error in the speed of the SNP allocated by the FFI;
K1, K2, K3 - коэффициенты ФФИ.K 1 , K 2 , K 3 - FFI coefficients.
Блок задержки сигналов 3.1, 3.2 представляет собой релейный переключатель, который задерживает, по заданному времени (10-15 с), поступление сигнала, выделенной ошибки по скорости СНП вторым интегрально-усилительным звеном ИУ2, на сумматор.The signal delay block 3.1, 3.2 is a relay switch that delays, at a given time (10-15 s), the arrival of the signal, the selected error in the speed of the SNP by the second integrated amplifying link IU2, to the adder.
Сущность работы способа поясним с помощью фиг. 2 для одного из двух идентичных горизонтальных каналов. ДКН начинает свою параллельную работу одновременно с переводом СНП в рабочий режим. Координаты СНП по долготе и широте пересчитывают в линейную размерность с учетом радиусов кривизны Земли и начальных условий. Затем координаты, и скорости СНП горизонтальных каналов направляют на соответствующие входы ФФИ. Структура и параметры звеньев ФФИ спроектированы таким образом, чтобы обеспечить постоянную устойчивость его работы и устранить влияние случайных и гармонических ошибок (более 0.3 рад/с) по скорости и координатам СНП на точность ДКН. Кроме того, ФФИ выделяет постоянную ошибку по скорости горизонтальных каналов СНП с помощью вторых интегрально-усилительных звеньев. Выделенную ошибку по скорости направляют в блок задержки сигналов, который осуществляет ее задержку (на 10-15 с) на время переходного процесса, чтобы устранить влияние постоянной ошибки СНП по координате на точность ДКН. С выхода блока задержки выделенную (измеренную) ошибку по скорости направляют на сумматор ДКН, в котором ее вычисляют из скорости горизонтального канала СНП. С выхода сумматора скорректированную скорость СНП направляют в блок вычисления навигационной информации, на основе этой скорости, вычисляют координату местоположения объекта.The essence of the method operation will be explained with the help of Fig. 2 for one of two identical horizontal channels. The DTC begins its parallel work simultaneously with the transfer of the SNP to the operating mode. The coordinates of the SNP in longitude and latitude are converted into a linear dimension, taking into account the radii of curvature of the Earth and the initial conditions. Then the coordinates and velocities of the SNR of the horizontal channels are sent to the corresponding inputs of the FFI. The structure and parameters of the FFI links are designed in such a way as to ensure the constant stability of its operation and eliminate the influence of random and harmonic errors (more than 0.3 rad/s) in the speed and coordinates of the SNS on the accuracy of the DTC. In addition, FFI allocates a constant error in the speed of the horizontal channels of the SNP with the help of the second integral-amplifying links. The selected speed error is sent to the signal delay unit, which delays it (by 10-15 s) for the time of the transient process in order to eliminate the influence of the constant error of the SRS along the coordinate on the accuracy of the DTC. From the output of the delay block, the selected (measured) speed error is sent to the adder of the DTC, in which it is calculated from the speed of the horizontal channel of the SNR. From the output of the adder, the corrected SNS speed is sent to the navigation information calculation unit, based on this speed, the coordinate of the object location is calculated.
Работу устройства, СНП с режимом СК, поясним, для одного из двух идентичных горизонтальных каналов, с помощью Фиг. 1, 2.We will explain the operation of the device, SNP with the SC mode, for one of two identical horizontal channels, using Fig. 12.
В момент перевода СНП из подготовительного режима в рабочий режим, одновременно начинают работать ДКН и выдают скорректированные скорости и координаты потребителям. Для этого координаты и скорости горизонтальных каналов СНП направляют на входы, соответственно, первого 1С и второго 2С сумматоров ФФИ, где к ним добавляют сигналы на СК ошибок, соответственно, с первого ИУ1 и второго ИУ2 интегрально-усилительного звена, сигналы с выхода сумматоров 1С и 2С направляют, соответственно, на входы сумматоров 4С и 3С, где к ним добавляют сигналы на коррекцию ошибок, соответственно, с интегрального звена ИЗ и усилительного звена УЗ, с выхода сумматоров 3С и 4С сигналы, соответственно, направляют на входы интегрального звена ИЗ первого ИУ1 интегрально-усилительного звена, кроме того сигналы с выхода сумматора 4С направляют на входы усилительного звена УЗ и второго интегрально-усилительного звена ИУ2, с выхода которого сигнал выделенной ошибки по скорости СНП направляют в блок задержки сигналов БЗ, задержанный на 10-15 с, сигнал с выхода БЗ направляют на первый вход сумматора СД, где его вычитают из скорости СНП, направленной на второй вход сумматора СД, скорректированную скорость СНП с выхода сумматора СД направляют в блок вычисления навигационной информации БВ, где, вычисляют координаты местоположения объекта.At the moment of transferring the ATS from the preparatory mode to the operating mode, the DTCs simultaneously start working and issue corrected speeds and coordinates to consumers. For this, the coordinates and velocities of the horizontal channels of the SNP are sent to the inputs, respectively, of the first 1C and the second 2C of the FFI adders, where they are supplemented with signals to the error SC, respectively, from the first IU1 and the second IU2 of the integrated amplifying link, the signals from the output of the adders 1C and 2C are sent, respectively, to the inputs of the adders 4C and 3C, where signals for error correction are added to them, respectively, from the integral link IZ and the amplifying link of the US, from the output of the adders 3C and 4C, the signals, respectively, are sent to the inputs of the integral link OUT of the first UT1 integrated-amplifying link, in addition, the signals from the output of the adder 4C are sent to the inputs of the amplifying link US and the second integrated-amplifying link IU2, from the output of which the signal of the selected error in the speed of the SNP is sent to the signal delay block BZ, delayed by 10-15 s, the signal from the BZ output it is sent to the first input of the SD adder, where it is subtracted from the SNS speed directed to the second input of the SD adder, the corrected speed of the SNS from the output of the SD adder is sent to the BV navigation information calculation unit, where the coordinates of the object location are calculated.
Технический результат достигается следующим образом.The technical result is achieved as follows.
В соответствии с фиг. 2 работу ДКН СНП по одному из двух идентичных горизонтальных каналов можно описать следующей системой уравнений в преобразовании Лапласа (в операторной форме).In accordance with FIG. 2, the operation of the DTC SNP on one of two identical horizontal channels can be described by the following system of equations in the Laplace transform (in operator form).
В системе уравнений (1) дополнительно обозначено:In the system of equations (1) it is additionally indicated:
δVNC, δDNC - ошибки по скорости и координате СНП по оси N географической системы координат;δV NC , δD NC - errors in the speed and coordinate of the SNP along the N-axis of the geographic coordinate system;
5VNCK - ошибка по скорости ДКН СНС после ее СК;5V NCK - speed error of DTC SNS after its SC;
VN - составляющая скорости объекта по оси N;V N is the component of the object's velocity along the N axis;
В, В0 - географическая широта местоположения объекта и ее начальное значение;B, B 0 - geographical latitude of the object location and its initial value;
RN - радиус кривизны меридианного сечения Земли с учетом высоты полета объекта;R N - radius of curvature of the meridian section of the Earth, taking into account the height of the object's flight;
Z - переключатель сигнала задержки скорректированной ошибки по скорости, на время t1.Z - switch signal delay corrected speed error, for time t 1 .
Решение системы уравнений (1) относительно δVNFC, δVNCK имеет вид.The solution of the system of equations (1) with respect to δV NFC , δV NCK has the form.
Проанализируем характеристическое уравнение [S2+(K1+K3)⋅S+K2], выражений (2) и (3), и определим значения коэффициентов, исходя из условий устойчивости работы ФФИ. Условие устойчивости, на основании критерия Гурвица будет иметь вид: (K1+K3)2≥4⋅K2. Для времени апериодического переходного процесса не более 15 с, примем следующие значения коэффициентов: K1=0.5 1/с, K2=0.25 1/с2, K3=0.5 1/с. По окончании переходного процесса, для улучшения динамической точности, значение коэффициентов можно уменьшить, например: K1=0.1 1/с, K2=0.01 1/с2, K3=0.1 1/с.Let us analyze the characteristic equation [S 2 +(K 1 +K 3 )⋅S+K 2 ], expressions (2) and (3), and determine the values of the coefficients based on the conditions for the stability of the FFI. The stability condition, based on the Hurwitz criterion, will look like: (K 1 +K 3 ) 2 ≥4⋅K 2 . For the time of the aperiodic transient process not more than 15 s, we will take the following values of the coefficients: K 1 =0.5 1/s, K 2 =0.25 1/s 2 , K 3 =0.5 1/s. At the end of the transient, to improve the dynamic accuracy, the value of the coefficients can be reduced, for example: K1=0.1 1/s, K 2 =0.01 1/s 2 , K 3 =0.1 1/s.
Проанализируем установившееся значение выражений (2) и (3) для систематических (постоянных) составляющих ошибок СНП (δVNC, δDNC). Для этого используем теорему о конечном значенииLet us analyze the steady value of expressions (2) and (3) for the systematic (constant) components of the errors of the SNP (δV NC , δD NC ). To do this, we use the finite value theorem
С учетом выражения (4) установившееся значение выражений (2) и (3) во временной области, соответственно, будет.Taking into account expression (4), the steady value of expressions (2) and (3) in the time domain, respectively, will be.
Как показывает выражение (5), установившееся значение ошибки по скорости выходного сигнала ФФИ δVNFC, равно систематической ошибке по скорости СНП δVNC. То есть, ФФИ выделяет систематическую ошибку по скорости СНП, которая осуществляет СК скорости СНП. Поэтому установившаяся ошибка скорректированной скорости СНП δVNCK равна нулю, выражение (6), а, следовательно, и ошибка по координатам, равная интегралу от установившейся ошибки по скорости, тоже равна нулю.As expression (5) shows, the steady-state value of the error in the speed of the FFI output signal δV NFC is equal to the systematic error in the speed of the SNP δV NC . That is, FFI allocates a systematic error on the speed of the SDR, which carries out the SC of the speed of the SDR. Therefore, the steady-state error of the corrected speed of the SLR δV NCK is equal to zero, expression (6), and, consequently, the error in coordinates, equal to the integral of the steady-state error in speed, is also equal to zero.
Таким образом, точность ДКН СНП не зависит от его систематических ошибок по скорости и координатам, а в прототипе от последних ошибок зависимость имеет место.Thus, the accuracy of the DTC SNP does not depend on its systematic errors in speed and coordinates, and in the prototype of the last error dependence takes place.
Определим динамические ошибки ДКН от динамических ошибок по скорости и координатам СНП. Для расчетов примем, что динамические ошибки (шум) по скорости и координатам СНП изменяются по гармоническому закону: δVNC=AV⋅sinωt, δDNC=АД⋅sinωt, или в преобразовании Лапласа.Let us determine the dynamic errors of the DTC from the dynamic errors in terms of the speed and coordinates of the AOS. For calculations, we assume that the dynamic errors (noise) in terms of the speed and coordinates of the SNP change according to the harmonic law: δV NC =A V ⋅sinωt, δD NC =A D ⋅sinωt, or in the Laplace transform.
AV, АД - амплитуды динамических ошибок по скорости и координатам СНП;A V , A D - amplitudes of dynamic errors in the speed and coordinates of the SNP;
ω - частота динамических ошибок.ω - frequency of dynamic errors.
Подставляя выражения (7), (8) поочередно в выражение (3) и решая отдельно для каждого возмущения, найдем динамическую ошибку по скорости ДКН в зависимости от амплитуды и частоты динамических ошибок по скорости и координатам СНП.Substituting expressions (7), (8) in turn into expression (3) and solving separately for each perturbation, we find the dynamic error in the speed of the DTC depending on the amplitude and frequency of dynamic errors in the speed and coordinates of the SOP.
Где, b0=1, b1=K1+K3, b2=K2 Where, b 0 \u003d 1, b 1 \u003d K 1 + K 3 , b 2 \u003d K 2
AV1, AV2 - амплитуды динамических ошибок по скорости ДКН, в зависимости от амплитуды и частоты динамических ошибок, соответственно, по скорости и координатам СНП.A V1 , A V2 are the amplitudes of dynamic errors in the DTC speed, depending on the amplitude and frequency of dynamic errors, respectively, in the speed and coordinates of the AOS.
Проведем расчеты по выражениям (10), (11), учитывая, что динамические ошибки по скорости и координатам СНП имеют, в основном, высокочастотный характер. Частота выдачи информации современных СНП составляет 10 герц, следовательно, и ошибки СНП изменяются с данной частотой. Результаты расчетов динамических ошибок по скорости и координатам ДКН в зависимости от амплитуды и частоты динамических ошибок по скорости и координатам СНП приведены в таблице 1.We will carry out calculations using expressions (10), (11), taking into account that the dynamic errors in the speed and coordinates of the SLR are mainly of a high-frequency nature. The frequency of issuing information in modern SNS is 10 hertz, therefore, SNS errors also change with this frequency. The results of calculations of dynamic errors in speed and coordinates of DTCs depending on the amplitude and frequency of dynamic errors in speed and coordinates of the AOS are shown in Table 1.
АД1, АД2 - амплитуды динамических ошибок по координатам дополнительного канала навигации, в зависимости от амплитуды и частоты динамических ошибок, соответственно, по скорости и координатам СНП.A D1 , A D2 are the amplitudes of dynamic errors in the coordinates of the additional navigation channel, depending on the amplitude and frequency of dynamic errors, respectively, in terms of speed and coordinates of the navigation system.
Амплитуды АД1, АД2 получены путем интегрирования выражения (9). Значения коэффициентов ФФИ, принятые при расчетах приведены выше, а так же приняли AV=0,1 м/с, АД=5 м, что соответствует реальным ошибкам СНП в горизонтальном полете самолета с постоянной скоростью.Amplitudes A D1 , A D2 are obtained by integrating expression (9). The values of the FFI coefficients taken in the calculations are given above, and also taken A V = 0.1 m/s, A D = 5 m, which corresponds to real errors in the horizontal flight of the aircraft at a constant speed.
Из таблицы 1 следует, что амплитуда динамической ошибки ДКН по координате, в диапазоне частот ω≥20 рад/с, не превышает 5⋅10-3 м. Что на несколько порядков меньше ошибки по координате СНП, равной 5 м. Осредненная, по второй и третьей строке таблицы 1, средняя квадратичная ошибка, по 5 столбцам, по скорости ДКН составила 3.63⋅10-2 м/с.From Table 1 it follows that the amplitude of the DTC dynamic error along the coordinate, in the frequency range ω≥20 rad/s, does not exceed 5⋅10 -3 m. and the third row of Table 1, the root mean square error, in 5 columns, in terms of DTC speed was 3.63⋅10 -2 m/s.
Таким образом, аналитические расчеты доказали, что точность ДКН практически не зависит от систематических ошибок по скорости и координатам и динамических ошибок СНП в области частот ω≥20 рад/с.Thus, analytical calculations have proved that the accuracy of DTCs is practically independent of systematic errors in velocity and coordinates and dynamic errors of SOR in the frequency range ω≥20 rad/s.
Для подтверждения полученного технического результата в динамических режимах и численной оценки характеристик было проведено математическое моделирование работы СНП в режиме СК в условиях полета самолета и лабораторный эксперимент на макете.To confirm the obtained technical result in dynamic modes and numerical evaluation of the characteristics, mathematical modeling of the operation of the SNP in the SC mode under the conditions of an aircraft flight and a laboratory experiment on a mock-up were carried out.
При моделировании была принята математическая модель ДКН, выражение (1). На входы ФФИ поступали скорости (VNC, VEC) и координаты (DNC, DEC) СНП, сформированные в математической модели путем добавления к их идеальным значениям ошибок, в виде случайных колебаний и систематической составляющей. Таким образом, обеспечивалась работа ДКН в условиях моделируемого полета.When modeling, the mathematical model of DTC, expression (1), was adopted. The inputs of the FFI received the speeds (V NC , V EC ) and coordinates (D NC , D EC ) of the RNS, formed in the mathematical model by adding errors to their ideal values in the form of random fluctuations and a systematic component. Thus, the operation of the DTC was ensured under the conditions of a simulated flight.
Моделирование проводилось при следующих условиях, СНП и ДКН начинали одновременно работать с момента взлета самолета, который в течении 200 с набирал высоту и скорость и далее летел с постоянной скоростью 200 м/с, время полета составляло 1200 с. Начальное значение географической широты и долготы было принято равным В0=46°, L0=29°. Результаты моделирования приведены в таблице 2 и на фиг 3, 4. В таблице 2 приведены ошибки ДКН по координате δDNCK, и по скорости δVNCK и ошибки СНП по координате δDNC и по скорости δVNC. При моделировании ошибка СНП по координате была задана в виде постоянной составляющей 10 м, и случайной, изменяющейся по закону Гаусса, в диапазоне ±6 м. В результате суммарная ошибка по координате изменялась в диапазоне от 4 м до 16 м. Ошибка СНП по скорости также задавалась в виде постоянной составляющей, равной 10⋅10-2 м/с и случайных колебаний по закону Гаусса в диапазоне ±5⋅10-2 м/с. В результате суммарная ошибка по скорости изменялась в диапазоне от 5⋅10-2 м/с до 15⋅10-2 м/с. Средняя квадратичная ошибка (СКО), подсчитанная по 13 значений ошибок, в зависимости от времени, составила: по координате для ДКН 0.154 м, для СНП 11.55 м; по скорости для ДКН 3.7⋅10-2 м/с, для СНП 12.26⋅10-2 м/с. Задержка сигнала ошибки по скорости ДНК составляла 15 с.The simulation was carried out under the following conditions, SNP and DTC began to work simultaneously from the moment the aircraft took off, which gained altitude and speed for 200 s and then flew at a constant speed of 200 m/s, the flight time was 1200 s. The initial value of geographic latitude and longitude was taken equal to B 0 =46°, L 0 =29°. The simulation results are shown in Table 2 and in Figures 3, 4. Table 2 shows the errors of the DTC in the coordinate δD NCK and in the velocity δV NCK and the errors of the SLR in the coordinate δD NC and in the velocity δV NC . When modeling, the error of the AOS in the coordinate was set as a constant component of 10 m, and a random one, varying according to the Gauss law, in the range of ±6 m. As a result, the total error in the coordinate varied in the range from 4 m to 16 m. was set in the form of a constant component equal to 10⋅10 -2 m/s and random fluctuations according to the Gauss law in the range of ±5⋅10 -2 m/s. As a result, the total velocity error varied in the range from 5⋅10 -2 m/s to 15⋅10 -2 m/s. The root-mean-square error (RMS), calculated from 13 error values, depending on time, was: 0.154 m for DTC, 11.55 m for SNP; in terms of speed for DKN 3.7⋅10 -2 m/s, for SNP 12.26⋅10 -2 m/s. The delay of the DNA velocity error signal was 15 s.
На фиг 3, 4 показано изменение по времени ошибок СНП (верхние графики) и ДКН (нижние графики), соответственно, в определении скорости и координат местоположения по одному из двух идентичных горизонтальных каналов. Аналогичный вид эти ошибки имеют по другому горизонтальному каналу. Время (time) полета самолета, в данной реализации, составляло 6000 с.In Fig 3, 4 shows the change in time errors SNP (upper graphs) and DTCs (lower graphs), respectively, in determining the speed and position coordinates on one of two identical horizontal channels. These errors have a similar form for another horizontal channel. The time (time) of the flight of the aircraft, in this implementation, was 6000 s.
Ошибка СНП по скорости задавалась в виде систематической составляющей, равной 0.5 м/с и случайных колебаний по закону Гаусса в диапазоне ±0.2 м/с (Фиг. 3). В результате суммарная ошибка по скорости СНП изменялась в диапазоне от 0.3 м/с до 0.7 м/с. Как видно из Фиг. 3 (нижний график) в ДКН систематическая ошибка по скорости СНП 0.5 м/с, полностью устранялась, а диапазон случайной ошибки ±0.2 м/с уменьшился в 10 раз до уровня ±0.019 м/с.The speed error of the SLR was set as a systematic component equal to 0.5 m/s and random fluctuations according to the Gauss law in the range of ±0.2 m/s (Fig. 3). As a result, the total error in the SOR velocity varied in the range from 0.3 m/s to 0.7 m/s. As can be seen from FIG. 3 (lower plot) in the DTC, the systematic error in the SOR velocity of 0.5 m/s was completely eliminated, and the range of random error ±0.2 m/s decreased 10 times to the level of ±0.019 m/s.
Ошибка СНП по координате также задавалась в виде систематической составляющей, равной 50 м и случайных колебаний по закону Гаусса в диапазоне ±10 м. В результате суммарная ошибка по координате изменялась в диапазоне от 40 м до 60 м. В этой реализации были заданы ошибки СНП выше его реальных ошибок, чтобы показать потенциальные возможности способа СК.The position error of the SOP was also set as a systematic component equal to 50 m and random fluctuations according to the Gauss law in the range of ±10 m. As a result, the total error in the coordinate varied in the range from 40 m to 60 m. his real mistakes to show the potential of the SK way.
Как видно из Фиг. 4 (нижняя кривая) в ДКН систематическая ошибка по координате СНП 50 м, практически полностью устранялась, а диапазон случайной ошибки ±10 м уменьшился в 10 раз до уровня ±0.8 м. Систематическая ошибка по координате ДКН, около 3 м. вызвана, завышенными, очень большими ошибками СНП, которые достигали 0.7 м/с по скорости и 60 м по координате, за время задержки согнала ошибки (15 с) на ее коррекцию. При реальных ошибках СНП эта ошибка по координате будет находиться в пределах ±0.3 м (Таблица 2, ошибка δDNCK,).As seen from FIG. 4 (lower curve) in DTCs, the systematic error in the DTC coordinate of 50 m was almost completely eliminated, and the range of random error ±10 m decreased by 10 times to the level of ±0.8 m. The systematic error in the DTC coordinate, about 3 m, was caused by With very large errors, the SNS, which reached 0.7 m/s in velocity and 60 m in coordinates, drove the errors (15 s) for its correction during the delay time. With real SNS errors, this coordinate error will be within ±0.3 m (Table 2, δD NCK error, ).
Результаты моделирования подтвердили аналитические расчеты и показали, что точность ДКН (0.3 м) на много выше точности автономного СНП. А способ СК СНП обеспечивает точность определения координат и скорости выше, чем способ ДК отечественной системы СДКМ ГЛОНАСС (3-5 м). Таким образом, результаты аналитических расчетов и математического моделирования и подтверждают технический результат и цель предложения.The simulation results confirmed the analytical calculations and showed that the accuracy of the DTC (0.3 m) is much higher than the accuracy of the autonomous SNP. And the SNP SC method provides the accuracy of determining coordinates and speed higher than the DK method of the domestic SDKM GLONASS system (3-5 m). Thus, the results of analytical calculations and mathematical modeling confirm the technical result and the purpose of the proposal.
Был проведен лабораторный эксперимент на комплексе полунатурного моделирования инерциальных и спутниковых навигационных систем. Эксперимент проводился на серийном СНП СН-3700, разработки КБ "Навис", работающем в автономном режиме. Антенна СНП была установлена на крыше лабораторного здания под радио прозрачным куполом. Выходная информация СНП поступала в лабораторный компьютер комплекса полунатурного моделирования. В компьютере была реализована математическая модель полета самолета, математическая модель работы ДКН выражение (1), модель ошибок СНП и другие программы. В лабораторном компьютере к сигналам по скорости и координатам горизонтальных каналов СНП добавляли текущие скорости и координаты из модели полета самолета, а также ошибки по скорости и координатам СНП. Полетные значения сигналов по скорости и координатам СНП, вместе с его ошибками, поступали на соответствующие входы ФФИ ДКН. Тем самым ДКН работал в условиях моделируемого полета самолета.A laboratory experiment was carried out on a complex of semi-natural simulation of inertial and satellite navigation systems. The experiment was carried out on a serial SNP SN-3700, developed by the Design Bureau "Navis", operating in an autonomous mode. The SNP antenna was installed on the roof of the laboratory building under a radio transparent dome. The output information of the SNP was fed into the laboratory computer of the HIL simulation complex. The computer implemented a mathematical model of the aircraft flight, a mathematical model of the operation of the DTC expression (1), an error model of the SNP and other programs. In a laboratory computer, the current velocities and coordinates from the aircraft flight model, as well as errors in the speed and coordinates of the ATS, were added to the signals based on the speed and coordinates of the horizontal channels of the SNS. The flight values of the signals in terms of speed and coordinates of the SNS, together with its errors, were received at the corresponding inputs of the FFI DTC. Thus, the DTC worked under the conditions of a simulated aircraft flight.
Основной целью эксперимента было подтверждение результатов аналитических расчетов и математического моделирования по устранению влияния систематических ошибок по скорости и координатам СНП на точность ДКН.The main purpose of the experiment was to confirm the results of analytical calculations and mathematical modeling to eliminate the influence of systematic errors in the speed and coordinates of the AOS on the accuracy of the DTC.
Результаты одной из типичных реализаций эксперимента по одному, из двух идентичных горизонтальных каналов, показаны на Фиг. 5 и Фиг. 6. На Фиг. 5 показаны графики ошибок по координате СНП (верхний график) и по координате ДКН (нижний график). На Фиг. 6 показаны графики ошибок по скорости СНП (верхний график) и по скорости ДКН (нижний график). В данной реализации систематические ошибки СНП по координате составляли 14 м, плюс случайные колебания в диапазоне ±2 м, а систематическая ошибка СНП по скорости составляла 0.5 м/с. Длительность реализации (время моделируемого полета) составила 6000 с. Как показывают результаты эксперимента, систематические ошибки СНП по скорости и координатам полностью устранялись в ДКН. Незначительные колебания ошибки по координате ДКН объясняются разовыми скачками ошибки по координате СНП, которые доходили до 3 м и вызваны нестабильностью работы СНП, при недостаточном числе наблюдаемых спутников, в условиях эксперимента.The results of one of the typical implementations of the experiment on one of two identical horizontal channels are shown in FIG. 5 and FIG. 6. In FIG. Figure 5 shows the graphs of errors in the SNP coordinate (upper graph) and in the DTC coordinate (lower graph). On FIG. 6 shows the graphs of errors for the speed of the SOP (upper graph) and for the speed of the DTC (lower graph). In this implementation, the systematic errors of the ARS in coordinate were 14 m, plus random fluctuations in the range of ±2 m, and the systematic error of the ARS in velocity was 0.5 m/s. The duration of the implementation (time of the simulated flight) was 6000 s. As the results of the experiment show, the systematic errors of the AOS in terms of speed and coordinates were completely eliminated in the DTC. Insignificant fluctuations in the error in the DTC coordinate are explained by one-time jumps in the error in the AOS coordinate, which reached up to 3 m and are caused by the instability of the AOS operation, with an insufficient number of observed satellites, under experimental conditions.
Таким образом, результаты эксперимента подтвердили результаты аналитических расчетов и математического моделирования и показали, что систематические ошибки по скорости и координатам не влияют на точность ДКН.Thus, the results of the experiment confirmed the results of analytical calculations and mathematical modeling and showed that systematic errors in velocity and coordinates do not affect the accuracy of DTCs.
Основная цель предложения, в отличие от прототипа, повысить точность СНП, без использования внешних средств ДК, путем автономной СК, достигнута. Автономная СК устраняет влияние систематических и случайных высокочастотных ошибок СНП по скорости и координатам на точность ДКН СНП. Это позволяет обеспечить высокую точность, соизмеримую и даже выше точности ДК от внешних средств, при гораздо, низкой себестоимости. Эти качества СНП с режимом СК повышают его защищенность от радиопомех и расширяют область ее применения на различных движущихся объектах гражданского и военного назначения, но и в нетрадиционных коммерческих сферах. Кроме того, высокоточный СНП с режимом СК может быть использован в качестве эталонного средства при летных испытаниях, СНП и других навигационных систем и рекомендован для внедрения организациям и фирмам, занимающимися созданием, испытаниями СНП.The main goal of the proposal, in contrast to the prototype, to improve the accuracy of SNP, without the use of external means of DC, by autonomous SC, has been achieved. Autonomous SC eliminates the influence of systematic and random high-frequency errors of the ATS in terms of speed and coordinates on the accuracy of the DTCs of the ATS. This makes it possible to provide high accuracy, commensurate and even higher than the accuracy of DC from external means, at a much lower cost. These qualities of SNP with the SC mode increase its immunity from radio interference and expand the scope of its application on various moving objects of civil and military purposes, but also in non-traditional commercial areas. In addition, a high-precision SNS with the SC mode can be used as a reference tool for flight tests, SNS and other navigation systems and is recommended for implementation by organizations and firms involved in the creation and testing of SNS.
В описании изобретения приняты следующие сокращения: ДК - дифференциальная коррекция; ДКН - дополнительный канал навигации; СК - само коррекция; СНП - спутниковый навигационный приемник; ФФИ - фильтр физической интеграции.In the description of the invention, the following abbreviations are accepted: DK - differential correction; DKN - additional navigation channel; SC - self-correction; SNP - satellite navigation receiver; FFI - physical integration filter.
Claims (2)
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2794703C1 true RU2794703C1 (en) | 2023-04-24 |
Family
ID=
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2148796C1 (en) * | 1998-11-05 | 2000-05-10 | Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Inertial satellite navigation system |
RU2233431C1 (en) * | 2003-02-10 | 2004-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" | Inertial satellite navigation system |
RU2380656C1 (en) * | 2008-12-24 | 2010-01-27 | Олег Степанович Салычев | Integrated strapdown inertial and satellite navigation system on coarse sensors |
RU2386108C1 (en) * | 2009-02-06 | 2010-04-10 | Анатолий Сергеевич Волжин | Method of integrating navigation information and self-integrated inertial navigation system |
US10094667B2 (en) * | 2012-03-07 | 2018-10-09 | Amiya Das Adhikary | Autonomous precision navigation |
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2148796C1 (en) * | 1998-11-05 | 2000-05-10 | Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Inertial satellite navigation system |
RU2233431C1 (en) * | 2003-02-10 | 2004-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" | Inertial satellite navigation system |
RU2380656C1 (en) * | 2008-12-24 | 2010-01-27 | Олег Степанович Салычев | Integrated strapdown inertial and satellite navigation system on coarse sensors |
RU2386108C1 (en) * | 2009-02-06 | 2010-04-10 | Анатолий Сергеевич Волжин | Method of integrating navigation information and self-integrated inertial navigation system |
US10094667B2 (en) * | 2012-03-07 | 2018-10-09 | Amiya Das Adhikary | Autonomous precision navigation |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN110095800B (en) | Multi-source fusion self-adaptive fault-tolerant federal filtering integrated navigation method | |
US20150145722A1 (en) | Using sbas ionospheric delay measurements to mitigate ionospheric error | |
CN110412629B (en) | Positioning method and positioning system based on GNSS signal simulation node | |
Albaidhani et al. | Anchor selection for UWB indoor positioning | |
Deep et al. | Application of Kalman filter in GPS position estimation | |
KR20150140247A (en) | Apparatus of detecting position information for underground facilities | |
CN104506210A (en) | Positioning method via UWB (ultra wide band) radar networking in process of autonomous taking off and landing of UAV (unmanned aerial vehicle) | |
KR20190078293A (en) | Realtime GNSS Data Correction System, Method and Computer Readable Recording Mediuim | |
JPWO2017002364A1 (en) | Terrestrial satellite navigation reinforcement system and availability prediction method | |
CN103616665A (en) | Passive location system using universal irradiation source of unmanned plane | |
CN104331593A (en) | Device and method for ground to predict characteristics of positioning of aircraft along path | |
Džunda et al. | The accuracy of relative navigation system | |
CN102854521A (en) | Assisted positioning device evaluation system | |
RU2794703C1 (en) | Method for self-correction of satellite navigation receivers and device for its implementation | |
CN109490828B (en) | Positioning method based on homologous baseline array | |
RU2386176C2 (en) | Aircraft landing system | |
RU2440595C1 (en) | Method and apparatus for controlling pilot-navigation system | |
Harris et al. | Bounding GPS L1 antenna group delay variation for GNSS landing system integrity | |
CN113532428A (en) | Data processing method and device, communication-in-motion terminal and computer readable storage medium | |
Kuzmenko et al. | Improving the accuracy of aircraft positioning by navigational AIDS using kalman filter | |
RU2444705C1 (en) | System for real-time location of mobile objects | |
Al-Sinbol et al. | Simplified GPS model for UAV fault tolerant control laws design | |
JP6332874B2 (en) | Method and apparatus for correcting positioning error in satellite navigation system | |
JP6670193B2 (en) | Communications system | |
Rapiński et al. | Tests of selected automatic positioning systems in post-processing mode |