СПОСОБ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ НАВИГАЦИИ Российский патент 1998 года по МПК G01C21/16 

Изобретение относится к области инерциальной навигации, в частности к способам определения текущих значений координат движущегося объекта.

Известен способ инерциальной навигации, заключающийся в том, что значения координат определяют путем решения кинематических уравнений по данным, полученным от трех акселерометров, измерительные оси которых неподвижны в инерциальном пространстве, при этом горизонтальные составляющие вектора абсолютного ускорения вычисляют вместе с вычислением текущих значений координат объекта [1].

Известен способ инерциальной навигации, заключающийся в измерении сигналов с трех акселерометров, установленных на гиростабилизированной платформе, располагающейся в плоскости горизонта и физически моделирующей отсчетную систему координат, определении координат путем решения системы дифференциальных уравнений, описывающих эталонную математическую модель работы навигационной системы (например, полуаналитическая инерциальная навигационная система с географической ориентацией осей) (см. [2], с. 61-65).

Известен способ инерциальной навигации, заключающийся в измерении сигналов с акселерометров, установленных на корпусе подвижного объекта, при котором роль гиростабилизированной платформы выполняет вычислительное устройство (бесплатформенные инерциальные навигационные системы) (см. [2], с. 84).

Известен способ коррекции ошибок инерциальных навигационных систем, заключающийся в том, что гироскопическая стабилизированная инерциальная система навигации содержит вычислительную машину, в которой формируются выходные навигационные сигналы. Кроме того, вычислительная машина описывает дифференциальными уравнениями смещенную навигационную систему, учитывающую действие поданных сигналов коррекции. По полученным выходным сигналам, а также по эталонным данным положения объекта определяются необходимые сигналы коррекции. Таким способом определяется скорость ухода гироскопа [3].

Признаки прототипа, являющиеся общими с заявляемым изобретение, включает измерение сигналов с акселерометров, формирование отсчетной системы координат, вычисление выходных навигационных параметров системы.

Причина, препятствующая получению в прототипе требуемого технического результата, заключается в наличии ошибок чувствительных элементов (например, гироскопов, акселерометров) и/или ошибок в угловой стабилизации платформы, необходимости иметь эталонные данные о положении объекта на маршруте его движения. Наличие данных источников ошибок, а также недоступность эталонных данных о положении объекта (например, между пунктами коррекции) будут приводить к угловому дрейфу отсчетной системы координат. В свою очередь угловой дрейф отсчетной системы координат приводит к появлению ошибок в измерительных сигналах акселерометров.

Изобретение направлено на повышении точности инерциальной навигации, особенно в автономном режиме ее работы, т.е. без привлечения дополнительной внешности информации о движении объекта или эталонных данных о его местоположении.

Технический результат заключается в определении углового дрейфа отсчетной системы координат навигационной системы.

По предлагаемому способу инерциальной навигации навигационная система работает по эталонной модели. Кроме того, вычисляют выходные параметры навигационной системы по эталонной модели, вычисляют соответствующие им входные сигналы с акселерометров для эталонной модели, в которой разворачивают отсчетную систему координат на фиксированные углы относительно отсчетной системы координат навигационной системы, вычисляют сигналы с акселерометров, получаемые путем перепроектирования сигналов с акселерометров, получаемые путем перепроектирования сигналов с акселерометров навигационной системы на развернутую на те же фиксированные углы систему координат эталонной модели, затем по значениям вычислительных сигналов с акселерометров для эталонной модели и сигналов с акселерометров, полученных путем перепроектирования, определяют угловой дрейф отсчетной системы координат навигационной системы и осуществляют коррекцию углового положения отсчетной системы координат навигационной системы.

Вычислительные сигналы с акселерометров, полученные в результате использования выходных ее отсчетной системы координат, определяются в общем случае в ситуации, когда имеется дрейф отсчетной системы координат навигационной системы.

В этом случае оказывается возможным:
1) определить реакцию навигационной системы (в виде изменения сигналов с акселерометров) на фиксированный разворот ее отсчетной системы координат, в общем случае имеющей дрейф;
2) определить аналогичную реакцию, не связанную с аглоритмом работы навигационной системы (а следовательно, и с ее выходными параметрами, имеющими ошибки), а также с неизвестным дрейфом отсчетной системы координат навигационной системы, путем перепроектирования измеряемых сигналов с акселерометров на оси системы координат, развернутой на те же, что в п.1, фиксированные углы в пространстве.

Очевидно, что эти две реакции будут идентичными только в том случае, если навигационная система не имеет ошибок и отсчетная система координат навигационной системы не имеет дрейфа. Наличие же рассогласования в этих реакциях будет свидетельствовать о наличии ошибок в системе. Поскольку ошибки в выходных координатах всегда приводят к дрейфу отсчетной системы координат навигационной системы, то путем определения вышеуказанных рассогласований можно привести их к угловому дрейфу отсчетной системы координат.

Тогда, полагая, что существует угловой дрейф отсчетной системы координат навигационной системы, и соотнося сигналы с акселерометров для эталонной модели (вектор A1), в которой отсчетная система координат развернута на фиксированные углы, с расчетными величинами (вектор A2), получаемыми путем перепроектирования сигналов с акселерометров навигационной системы на развернутую на те же фиксированные углы систему координат эталонной модели, вычисляют угловой дрейф отсчетной системы координат навигационной системы.

Вычисление углового дрейфа отсчетной системы координат, например в виде матрицы направляющих косинусов (M), может производиться следующим образом. Связывая два вычисленных вектора сигналов с акселерометров уравнением A1= M•A2 и определяя псевдообратную матрицу для A2 (A2+) согласно [4]
-1 (A2) = ((A2*)•A2)•(A2*),
где
((A2*) - матрица, сопряженная к A2, получим выражение для вычисления матрицы направляющих косинусов: M = A1•(A2+), которое может быть реализовано с помощью вычислительного устройства.

В качестве примера реализации предлагаемого способа инерциальной навигации может служить, в частности, описываемая ниже схема построения навигационной системы полуаналитического типа и географической ориентацией отсчетной системы координат. Способ реализации данной навигационной системы заключается в вычислении навигационных параметров путем обработки измерительной информации с акселерометров в соответствии со структурной схемой полуаналитической инерциальной навигационной системы, приведенной в [2] на с.65.

С помощью вычислителя рассчитываются значения для вычисляемых сигналов с акселерометров для эталонной модели, например, по выражениям (1.54), приведенным в [2] на с.49, с учетом фиксированного разворота отсчетной системы координат эталонной модели. Формирование правых частей выражений осуществляется путем использования выходных параметров эталонной модели. Далее по значениям этих вычисленных сигналов с акселерометров и сигналов с акселерометров, получаемых с помощью вычислительного устройства путем перепроектирования сигналов с акселерометров навигационной системы на развернутую на те же фиксированные углы систему координат эталонной модели, вычисляют угловой дрейф отсчетной системы координат навигационной системы на основе вышеописанных математических действий. Операция перепроектирования сигналов с акселерометров может производиться с помощью стандартного устройства - преобразователя координат, реализуемого обычно на синусо-косинусных вращающихся трансформаторах (см. [2] , с. 42, 16 строка сверху, [5], с.394, рис. 9.12, поз. 3 и с. 398, 2 абзац сверху).

Вычисленный угловой дрейф отсчетной системы координат навигационной системы в виде матрицы направляющих косинусов поступает для отработки на вход системы коррекции углового положения отсчетной системы координат, например, на датчик моментов гидроскопов, расположенных на гиростабилизированной платформе. В случае использования бесплатформенной инерциальной навигационной системы коррекция осуществляется с помощью вычислительного устройство навигационной системы.

Список использованных источников.

1. Авторское свидетельство 182347, МКИ G 01 C 21/16, 25.05.66 г.

2. Инерциальные навигационные системы морских объектов/Д.П.Лукьянов, А. В.Мочалов, А.А.Одинцов, И.Б.Вайсгант. -Л.: Судостроение, 1989. 183 с.

3. Патент Великобритании /GB/ N 1118663, МПК⁶ G 01 C 21/16, 1966 (прототип).

4. Воеводин В.В., Кузнецов Ю.А. Матрицы и вычисления. М.:Наука, главная редакция физико-математической литературы, 1984, с. 46-47.

5. Теория и конструкция гироскопических приборов и систем. И.В.Одинцова, Г.Д.Блюмин, А.В.Карпухин и др. Под общ. ред. Г.Д. Блюмина. М.: Высшая школа, 1971. 598 с.

Способ инерциальной навигации предназначен для определения текущих значений координат движущегося объекта и позволяет определить угловой дрейф отсчетной системы координат навигационной системы. Измеряют сигналы с акселерометров, формируют отсчетную систему координат. Вычисляют выходные параметры навигационной системы по эталонной модели, вычисляют соответствующие им входные сигналы акселерометров для эталонной модели, в которой разворачивают отсчетную систему координат на фиксированные углы относительно отсчетной системы координат навигационной системы. Перепроектируют сигналы с акселерометров навигационной системы на развернутую на фиксированные углы систему координат эталонной модели. По вычисленным сигналам определяют угловой дрейф отсчетной системы координат навигационной системы и осуществляют коррекцию ее углового положения.

Способ инерциальной навигации, включающий измерение сигналов с акселерометров, формирование отсчетной системы координат, вычисление выходных навигационных параметров системы, отличающийся тем, что вычисляют выходные параметры навигационной системы по эталонной модели, вычисляют соответствующие им входные сигналы с акселерометров для эталонной модели, в которой разворачивают отсчетную систему координат на фиксированные углы относительно отсчетной системы координат навигационной системы, вычисляют сигналы с акселерометров, получаемые путем перепроектирования сигналов с акселерометров навигационной системы на развернутую на те же фиксированные углы систему координат эталонной модели, затем по значениям вычисленных сигналов с акселерометров для эталонной модели и сигналов с акселерометров, полученных путем перепроектирования, определяют угловой дрейф отсчетной системы координат навигационной системы и осуществляют коррекцию углового положения отсчетной системы координат навигационной системы.