КОМПЛЕКСИРОВАННАЯ БЕСПЛАТФОРМЕННАЯ ИНЕРЦИАЛЬНО-СПУТНИКОВАЯ СИСТЕМА НАВИГАЦИИ НА "ГРУБЫХ" ЧУВСТВИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТАХ Российский патент 2010 года по МПК G01C23/00 

Изобретение относится к области бесплатформенных инерциальных систем навигации (БИНС), комплексированных с приемником спутниковой навигационной системы (СНС).

Уровень техники

Известна комплексная навигационная система (патент РФ №2265190 МПК G01C 23/00) (КНС) летательного аппарата (ЛА), включающая в себя навигационные датчики и системы, работающие на различных физических принципах (в том числе от спутниковой навигационной системы), а также вычислительно-логические блоки комплексной системы, обеспечивающие информационный обмен между датчиками и системами и расчет необходимых параметров состояния ЛА: блок компенсации ошибок КНС; блок формирования параметров состояния ЛА; блок формирования невязки, обеспечивающий сравнение однотипной информации, поступающей от различных измерителей. Ограничением изобретения является избыточный набор сложных и дорогостоящих элементов и, как следствие, сложность и дороговизна всей системы в целом, и при этом, в частности, принципиальная неработоспособность с гораздо более дешевой малогабаритной БИНС с «грубыми» чувствительными элементами (ЧЭ).

Известен навигационный комплекс ЛА (патент РФ №2293950, МПК G01C 23/00) для определения координат местоположения и параметров движения ЛА, запускаемых с подвижного носителя. Навигационный комплекс ЛА содержит БИНС, измеритель составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя, запоминающее устройство, вычислитель оценок углов ориентации ЛА относительно носителя, вычислитель курса, крена и тангажа летательного аппарата. При этом первый вход запоминающего устройства соединен с выходом измерителя составляющих ускорения носителя и составляющих угловой скорости носителя. Первый вход вычислителя курса, крена и тангажа ЛА связан каналом передачи данных об углах ориентации носителя с измерителем углов ориентации носителя.

Ограничением этого изобретения является отказ от применения внешних средств комплексирования (в первую очередь СНС) с внешней информацией о скорости и координатах аппарата и, как следствие, узость его применения на кратковременно работающих ЛА, запускаемых с подвижного носителя, а не на постоянно работающих самих подвижных носителях. И этот комплекс также неработоспособен с малогабаритными БИНС с «грубыми» ЧЭ, а может работать с БИНС с бескарданными инерциальными измерительными модулями.

Использование малогабаритных БИНС с «грубыми» ЧЭ типа MEMS (Microelectromechanical System - микроэлектронных механических систем) описано в целом ряде патентов США корпорации American GNC, например, в ряде патентов о микро-(малогабаритных) инерциальных измерительных устройствах (ИИУ) (патенты США №№6671648, 6522992, 6516283) и о способах обработки измерений параметров движения с их применением (патенты США №№6697758, 6651027, 6494093, 6473713, 6427131). Основное внимание в этих патентах уделено представлению преимуществ по сравнению с «обычными», традиционными ИИУ дешевого микроблока ИИУ на «грубых» ЧЭ в БИНС с вычислительной навигационной платформой с применением в ней, в том числе, контуров демпфирования и других корректирующих средств, включая СНС (по-американски GPS - global positioning system).

Однако предлагаемые схемы БИНС избыточны по используемым наборам датчиковых систем и из-за этого неоптимальны по соотношению качество/цена, и, кроме того, там используют только одну вычислительную навигационную платформу.

В патенте США №6408245 (2002) той же корпорации American GNC представлен способ фильтрации с помощью мастер-фильтра для высоконадежной оптимальной интеграции (смешивания, комплексирования) фильтрованных сигналов приемника СНС, временами не столь достоверной, с фильтрованными сигналами более надежных ИИУ, в том числе дешевых микроИИУ с дополнительно предлагаемым избыточным для надежности и резервирования количеством ЧЭ. Но в описании изобретения нет упоминания систем демпфирования инерциальных ошибок в единственной навигационной платформе.

При использовании «грубых» ЧЭ (дрейф гироскопов 0,1…1 о/с) в традиционной БИНС возникают большие ошибки, которые приводят к практической расходимости навигационного решения, так что для «грубых» ЧЭ необходимо использовать нетрадиционные методы построения БИНС.

Наиболее близким аналогом к предлагаемому устройству системы является устройство для БИНС на микромеханических ЧЭ низкой точности, подробно описанное в разделе 10 на стр.214-232 и представленное на блок-схемах Фиг.10.2 (С.217) и Фиг.10.3 (С.220) этого раздела в англоязычной монографии автора-заявителя предлагаемого устройства системы Oleg Salychev, Applied Inertial Navigation: Problems and Solutions, BMSTU Press, Moscow, Russia, 2004.

Данная система осуществляет демпфирование ошибок БИНС с использованием в том числе сигналов СНС. Но там представлена одна вычислительная навигационная платформа и нет мастер-фильтра.

Важнейшими недостатками рассматриваемого аналога являются:

- задержка в выдаче навигационной информации от СНС (в данном случае скорости), что является существенным при осуществлении быстрого маневра летательного аппарата и приводит к возмущенному режиму демпфированной вычислительной платформы;

- при осуществлении маневра летательного аппарата по крену (30 и более градусов) возможна резкая смена геометрии наблюдаемых спутников, что иногда приводит к непредсказуемым скачкам в спутниковой навигационной информации и, в свою очередь, возмущает вычислительную платформу;

- полеты в некоторых сложных районах (например, горы, особенно в вертолетном режиме эксплуатации) требуют обеспечения навигационной информации при кратковременном отсутствии сигналов от СНС;

- для многих навигационных задач требуется определение углов ориентации при полном отсутствии сигналов от СНС (полярные районы и т.д.), что невозможно реализовать на низкоточных чувствительных элементах (через 5-10 минут ошибки ориентации достигнут 15…20 градусов).

Таким образом, главная задача изобретения - существенное повышение точности определения (при различных режимах полета в реальном времени) полной совокупности навигационных параметров носителя дешевой БИНС с микроИИУ на «грубых» ЧЭ.

Раскрытие изобретения

Предлагаемое изобретение позволяет избежать указанных недостатков, т.е. повышает точность комплексной системы (точность счисления навигационных параметров) для различных режимов полета транспортного средства, а также для различных условий окружающей среды (горы, высокие широты и т.д.). Технический результат достигают тем, что в БИНС реализуют преимущественно три вычислительных навигационных платформы, каждая из которых имеет свой закон управления (демпфирование инерциальных ошибок по собственному закону), зависящий от параметров движения летательного аппарата, а именно: крена, производной (скорости изменения) курса, горизонтальных составляющих линейного ускорения носителя, также от качества информации внешнего источника (СНС) по отношению к системе, а принимающий выходные сигналы платформ мастер-фильтр осуществляет их оптимальную (в среднеквадратическом смысле) финальную комбинацию.

Для достижения технического результата устройство предлагаемой системы содержит блок ЧЭ из трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей (ДУС) по трем ортогональным осям, приемник СНС, блок определения качества измерений СНС (сокращенно: блок качества СНС), блок измерения (или определения) параметров движения носителя (сокращенно: блок параметров движения), несколько (преимущественно три) вычислительных платформ, мастер-фильтр. Выходы сигналов блока ЧЭ соединены с соответствующими входами платформ, выходы сигналов которых, а именно углов крена и тангажа со всех трех платформ, а также угол курса, географические координаты и составляющие линейной скорости со второй платформы, соединены с соответствующими входами мастер-фильтра. Выход сигналов приемника СНС, а именно путевого угла (для определения угла курса), географических координат и составляющих линейной скорости, соединен с соответствующими входами блока качества СНС, второй платформы и мастер-фильтра. Выход блока качества СНС соединен с соответствующими входами второй платформы и мастер-фильтра. Выход блока параметров движения соединен с соответствующими входами блока качества СНС, платформ и мастер-фильтра. Выходы мастер-фильтра (сигналы углов ориентации, географических координат и составляющих линейной скорости) являются выходами всего устройства системы.

Базовые варианты реализации платформ и мастер-фильтра следующие.

Первая платформа содержит следующие блоки: блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат (сокращенно: блок вычисления скоростей), первый и второй блоки кватернионных вычислений (сокращенно: кватернионные блоки), блок вычисления матрицы направляющих косинусов и вычисления углов ориентации (сокращенно: блок матрицы и углов), блок формирования сигналов демпфирования (сокращенно: блок демпфирования). Выход сигналов линейных ускорений блока ЧЭ соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений, выход которого соединен со входом блока вычисления скоростей и соответствующим входом блока демпфирования. Другой вход блока демпфирования соединен с выходом блока параметров движения. Выход сигналов угловых скоростей блока ЧЭ соединен с соответствующим входом первого кватернионного блока, выход которого соединен с соответствующим входом второго кватернионного блока, другие входы которого также соединены с выходами сигналов угловых скоростей блока вычисления скоростей и блока демпфирования. Выход второго кватернионного блока соединен со входом блока матрицы и углов и с соответствующим входом обратной связи первого кватернионного блока. Выход сигнала матрицы соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений. Выходы углов являются выходами платформы.

Третья платформа, аналогично первой платформе, содержит блок пересчета ускорений, блок вычисления скоростей, первый и второй кватернионные блоки, блок матрицы и углов, блок демпфирования, а также дополнительно адаптивный фильтр Калмана. Выход сигналов линейных ускорений блока ЧЭ соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений, выход которого соединен со входом блока вычисления скоростей и соответствующим входом фильтра Калмана, выход которого соединен с соответствующими входами блока матрицы и углов и блока демпфирования. Другие входы блока фильтра Калмана и блока демпфирования соединены с выходом блока параметров движения. Выход сигналов угловых скоростей блока ЧЭ соединен с соответствующим входом первого кватернионного блока, выход которого соединен с соответствующим входом второго кватернионного блока, другие входы которого также соединены с выходами сигналов угловых скоростей блока вычисления скоростей и блока демпфирования. Выход второго кватернионного блока соединен со входом блока матрицы и углов и с соответствующим входом обратной связи первого кватернионного блока. Выход сигнала матрицы соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений. Выходы углов являются выходами третьей платформы.

Вторая платформа, аналогично первой платформе, содержит блок пересчета ускорений, блок вычисления скоростей, первый и второй кватернионные блоки, блок матрицы и углов, блок демпфирования, а также дополнительно блок вычисления координат. Выход сигналов линейных ускорений блока ЧЭ соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений, выход которого соединен со входом блока вычисления скоростей и с соответствующим входом блока демпфирования, другой вход которого соединен с выходом блока параметров движения. Выход сигналов угловых скоростей блока ЧЭ соединен с соответствующим входом первого кватернионного блока, выход которого соединен с соответствующим входом второго кватернионного блока, другие входы которого также соединены с выходами сигналов угловых скоростей блока вычисления скоростей и блока демпфирования. Выход сигнала линейной скорости блока вычисления скоростей соединен со входом блока вычисления координат. Выход блока приемника СНС соединен с соответствующими входами блока демпфирования и блока координат. Выход блока качества СНС соединен с соответствующим входом блока демпфирования. Выход второго кватернионного блока соединен с соответствующим входом обратной связи первого кватернионного блока и с соответствующим входом блока матрицы и углов. Выход сигнала матрицы соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений. Выходы углов, географических координат и составляющих линейной скорости являются выходами второй платформы.

Мастер-фильтр содержит блок определения весовых коэффициентов для углов крена и тангажа, блок определения выходных сигналов углов крена и тангажа (сокращенно блок углов крена и тангажа), а также блок формирования выходных сигналов угла курса; географических координат и составляющих линейной скорости (сокращенно блок угла курса, координат и скоростей). Входы блока весовых коэффициентов соединены с соответствующими выходами блока параметров движения и углов крена и тангажа с трех платформ. Выход блока весовых коэффициентов соединен со входом блока углов крена и тангажа. Входы блока угла курса, координат и скоростей соединены с соответствующими выходами сигналов угла курса, координат и скоростей второй платформы и приемника СНС, а также с выходом блока качества СНС. Выходы блока углов крена и тангажа и блока угла курса, координат и скоростей являются выходами мастер-фильтра и всего устройства системы в целом.

Перечень чертежей

Фиг.1. Блок-схема верхнего уровня иерархии устройства предлагаемой системы.

Фиг.2. Блок-схема устройства 1-й вычислительной платформы.

Фиг.3. Блок-схема устройства 3-й вычислительной платформы.

Фиг.4. Блок-схема устройства 2-й вычислительной платформы.

Фиг.5. Блок-схема устройства мастер-фильтра.

Фиг.6, 7. Сравнение показаний параметров крена и тангажа, полученных предлагаемым устройством, прототипным устройством и эталонной системой.

Осуществление изобретения

На фиг.1…5 блоки системы имеют следующую сквозную нумерацию: 1 - блок чувствительных элементов трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей по трем ортогональным осям, 2 - приемник СНС, 3 - блок определения качества измерений СНС, 4 - блок измерения параметров движения носителя системы, 5, 6, 7 - соответственно первая, третья и вторая вычислительные платформы, 8 - мастер-фильтр; в первой вычислительной платформе 5: 9 - блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, 10 - блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат, 11, 12 - первый и второй блоки кватернионных вычислений, 13 - блок вычисления матрицы направляющих косинусов и вычисления углов ориентации, 14 - блок формирования сигналов демпфирования; в третьей вычислительной платформе 6: 15 - блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, 16 - блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат, 17, 18 - первый и второй блоки кватернионных вычислений, 19 - блок вычисления матрицы направляющих косинусов и вычисления углов ориентации, 20 - блок формирования сигналов демпфирования; 21 - адаптивный фильтр Калмана; во второй вычислительной платформе 7: 22 - блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, 23 - блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат, 24, 25 - первый и второй блоки кватернионных вычислений, 26 - блок вычисления матрицы направляющих косинусов и вычисления углов ориентации, 27 - блок формирования сигналов демпфирования; 28 - блок вычисления координат; в мастер-фильтре 8: 29 - блок определения весовых коэффициентов для углов крена и тангажа, 30 - блок определения выходных сигналов углов крена и тангажа, 31 - блок формирования выходных сигналов угла курса; географических координат и составляющих линейной скорости.

На чертежах приняты следующие обозначения сигналов устройства: из блока 1: a_b - ускорение и ω_b - угловая скорость объекта навигации в связанной системе координат. На блок-схемах вычислительных платформ (i=1, 2, 3 соответствует номеру платформы): a_Ni - ускоренней ω_Ni - угловая скорость объекта навигации в навигационной системе координат платформы; - управляющая угловая скорость для демпфирования ошибок платформы, - матрица направляющих косинусов; (q₀ q₁ q₂ q₃)_i - кватернион поворота от связанной к навигационной системе координат платформы; - угол тангажа; γ_i - угол крена; H_i - угол курса. Также: - оценка ускорения в навигационной системе координат, полученная адаптивным фильтром Калмана третьей платформы; V_ИНС - вектор линейной скорости объекта навигации, вычисленной второй платформой с раскладкой на проекции (составляющие) V_N, V_E, V_UP на оси географической системы координат; координаты: φ - географическая широта; λ - географическая долгота; h - высота. Сигналы приемника СНС: H_CHC - курс (путевой угол); (φ, λ, h)_CHC - географические координаты и высота, (V_N, V_E, V_UP)_CHC - составляющие (проекции) линейной скорости на оси географической системы координат. На блок-схеме мастер-фильтра обозначены: весовые коэффициенты угла тангажа и угла крена (i=1, 2, 3), - выходное значение угла тангажа; γ_f - выходное значение угла крена; H_f - выходное значение угла курса; φ_f - выходное значение географической широты; λ_f - выходное значение географической долготы; h_f - выходное значение высоты; V_Nf, V_Ef V_UPf - выходные значения составляющих (проекций) скорости объекта навигации на оси географической системы координат.

Информационный и сигнальный обмен между входами-выходами блоков осуществляют по линиям связи, показанным на блок-схемах тонкими сплошными линиями. Линии связи представляют собой известные линии связи и информационного обмена, например, по последовательному коду, по параллельному коду, мультиплексные и др. В качестве каналов передачи данных могут использоваться различные цифровые и аналоговые каналы, например, каналы информационного обмена, выполненные в соответствии с ГОСТ 18977-79 (Комплексы бортового оборудования самолетов и вертолетов. Типы функциональных связей. Виды и уровни электрических сигналов).

Устройство системы

Для повышения точности и эффективности работы устройство системы собрано, запрограммировано, отлажено и работает следующим образом.

БИНС решает задачу автономного счисления скорости, координат и угловой ориентации объекта на основе измеряемых с помощью гироскопов и акселерометров угловых скоростей и ускорений объекта.

По измерениям, поступающим от единственного блока чувствительных элементов, каждая вычислительная платформа формирует собственное навигационное решение. Навигационное решение каждой из вычислительных платформ имеет наименьшие ошибки в своем режиме движения носителя, характеризующемся определенной величиной измеряемых (или определяемых) параметров движения носителя, а именно: угла крена, производной угла курса, горизонтальных составляющих линейного ускорения.

Конкретно для 1-й платформы наименьшая величина ошибок достигается в крейсерском режиме (полет с постоянной скоростью), для 2-й - при малом маневре (γ<30°, ), для 3-й - при сильном маневре (γ>30°, ). При этом указанные выше параметры движения носителя участвуют в формировании величин коэффициентов К, K^b демпфирования ошибок всех вычислительных платформ.

Комплексирование навигационных решений платформ позволяет сформировать единое решение, имеющее наименьшие ошибки для всей совокупности режимов полета носителя, фиксируемых его измеряемыми параметрами движения, и таким образом повысить точность определения углов ориентации, географических координат и составляющих линейной скорости. Для повышения точности навигационного решения вводят приемник СНС.

На Фиг.2 представлена функциональная схема первой (1-й) вычислительной платформы. Это базовая платформа, которая работает в своих базовых блоках пересчета ускорений, вычисления скоростей, первом и втором кватернионных блоках, блоке вычисления матрицы направляющих косинусов и углов ориентации. По величинам угловых скоростей ω_b, измеренных датчиками угловой скорости блока 1, рассчитывают элементы кватерниона конечного поворота от связанной системы координат к инерциальной (блок 11), а затем от инерциальной системы координат к навигационной (блок 12). По элементам кватерниона конечного поворота (q₀ q₁ q₂ q₃) в блоке 13 вычисляют элементы матрицы направляющих косинусов перехода от связанной системы координат к навигационной, а также элементы кватерниона используют в блоке 11 на следующем шаге дискретных вычислений. В блоке 9 при помощи матрицы направляющих косинусов осуществляют пересчет ускорений a_b, измеренных акселерометрами блока 1, в навигационную систему координат: . Затем в блоке 10 осуществляют вычисление линейных и угловых скоростей навигационной системы координат. Рассчитанные угловые скорости поступают на вход блока 12. Углы ориентации (тангаж, крен и курс) вычисляют в блоке 13 по элементам матрицы направляющих косинусов.

Аналогично первой платформе в базовых блоках работают и две другие платформы, хотя у них есть и существенные дополнительные отличия.

Реализация блоков формирования сигналов демпфирования различна для каждой из трех вычислительных платформ, но во всех платформах сформированный в этом блоке сигнал управляющей скорости поступает во второй блок кватернионных вычислений и участвует в расчете кватерниона поворота от инерциальной системы координат к навигационной.

В первой платформе демпфирование ошибок осуществляют с использованием показаний собственных ускорений навигационной системы (выход блока 9). Формирование сигналов демпфирования осуществляют в блоке 14 по следующим уравнениям:

; ,

;

Здесь обозначены:

, - проекции управляющей угловой скорости для демпфирования ошибок платформы,

δV_x, δV_y - погрешности определения линейной скорости,

, - производные погрешностей определения линейной скорости,

, - проекции ускорения

a_N навигационной системы координат;

K^b,К - параметры демпфирования (зависят от типа и параметров движения носителя, например: K^b=1(¹/_м), К=4(¹/_c)).

Указанные сигналы (,) поступают на вход второго кватерниона поворота от инерциальной к навигационной системе координат (блок 12).

Осуществляемое таким образом автономное демпфирование будет обладать достаточно высокой точностью при крейсерском полете (полет с постоянной скоростью) носителя (авиационного объекта). Однако при осуществлении маневра носителя первая платформа будет возмущаться собственными ускорениями, которые приведут к большим погрешностям в определении углов ориентации. Чтобы избавиться от возмущаемости первой вычислительной платформы при осуществлении маневра носителя, к демпфирующему звену добавлено пороговое устройство, логика которого описывается следующим образом: К=0, если |γ| (крен) > порога или (производная курса) > порога или |a_N|, |a_E| (горизонтальные составляющие линейного ускорения)>порога. Величины порогов зависят от типа носителя: самолет, реактивный самолет, вертолет, беспилотное средство и т.д.

На Фиг.3 приведена функциональная схема третьей вычислительной платформы. Здесь все связи и блоки совпадают с первой вычислительной платформой за исключением введения дополнительного блока адаптивного (к параметрам движения носителя) фильтра Калмана (блок 21), на вход которого поступает ускорение навигационной системы с блока 15, а также введения коррекции ошибок ориентации (выход блока 21 соединен с соответствующим входом блока матрицы и углов 19).

Основной особенностью третьей платформы является фильтрация ускорений адаптивным фильтром Калмана, обусловленных маневром летательного средства, и выделение ошибок ориентации вычислительной платформы. При этом в крейсерском режиме движения точность ориентации будет хуже, чем в первой платформе (за счет накопления ошибок при слабом демпфировании), тогда как в сильном маневре точность системы не будет возмущаться собственными ускорениями летательного аппарата. В качестве измерений для адаптивного фильтра Калмана используют показания акселерометров в навигационной системе координат. Отличие адаптивного фильтра Калмана от традиционного заключается в адаптивной подстройке матрицы измерительных шумов в зависимости от квадрата величины обновляемого процесса, зависящего от реальных ошибок оценивания.)

Оценки фильтра Калмана поступают на соответствующий вход блока 20, в котором реализуют такие же уравнения демпфирования платформы, как и в первой платформе. При этом существуют следующие отличительные особенности третьей вычислительной платформы:

- вместо , используют оценки фильтра Калмана , ;

- параметры демпфирования на несколько порядков меньше, чем в первой платформе (например, К=0,02 (¹/сек), K^b=10^-5(¹/_м)).

По оценкам адаптивного фильтра Калмана рассчитывают оценки ошибки ориентации платформы в горизонте как и , (где g - ускорение свободного падения), после чего в блоке 19 происходит коррекция матрицы направляющих косинусов , как

где (исходная) - исходная матрица направляющих косинусов,

(корректируемая) - скорректированная матрица направляющих косинусов.

На Фиг.4 представлена функциональная схема второй вычислительной платформы. Здесь все традиционные блоки и связи совпадают с первой вычислительной платформой, но также введены дополнительные связи от блока 2 приемника СНС, блока 3 определения качества измерений СНС, блока 4 параметров движения и введен блок 28 вычисления координат.

Демпфирование ошибок производят по разности ускорений инерциальной навигационной системы (ИНС) и СНС, для чего в блоке 27 реализуют следующий алгоритм формирования сигналов демпфирования:

,

,

,

,

где К, K^b - коэффициенты демпфирования (величины зависят от параметров движения носителя);

, - проекции управляющей угловой скорости на оси навигационной системы координат,

δV_x, δV_y - погрешности определения линейной скорости,

, - производные погрешностей определения линейной скорости,

, - оценки погрешностей определения ускорения,

,

.

Здесь а^Е(ИНС), a^N(ИНС) - проекции ускорения ИНС(выход блока 22),

а^Е(СНС), a^N(СНС) - проекции ускорения СНС (выход блока 2),

Δа^Е(ИНС), Δa^N(ИНС) - приращения ускорении инерциальной навигационной системы,

K_H - коэффициент, зависящий от типа носителя.

Данная схема формирования разности ускорений учитывает запаздывание, присущее показаниям СНС.

Блок 3 определения качества измерений СНС выполняет следующую задачу: определить качество поступающего от СНС сигнала и тем самым определить возможность использования его в дальнейших вычислениях. Качество сигнала СНС определяют по величине DOP (Dilution of Precision, снижение точности). Величина DOP характеризует геометрию расположения спутников относительно антенны приемника. Чем больше величина DOP, тем ближе друг к другу расположены спутники и, следовательно, тем ниже точность получаемых навигационных параметров. Оптимальной считается величина DOP менее 6. При величине DOP>20 информация СНС в дальнейших расчетах не используется.

В блоке 28 также осуществляют демпфирование канала высоты h от СНС по следующим рекуррентным уравнениям:

,

,

где a_up - вертикальная составляющая ускорения от ИНС,

T - период дискретизации,

с₁, с₂ - коэффициенты демпфирования (величиныпорядка 10^-3..10^-4),

h(CHC) - высота от приемника СНС.

Навигационные решения вычислительных платформ 5, 6, 7 (значения углов крена и тангажа со всех платформ, а также курса, горизонтальных координат и высоты, составляющих линейной скорости со второй платформы) поступают на вход мастер-фильтра 8, который осуществляет комбинацию индивидуальных решений в зависимости от параметров движения носителя из блока 4.

Функциональная схема реализации мастер-фильтра представлена на Фиг.5. Здесь в блоке 29 осуществляют расчет весовых коэффициентов , где i=1, 2, 3. Величины коэффициентов зависят от параметров движения носителя и от точности определения углов ориентации каждой из платформ. При этом , что обеспечивает несмещенность финальных оценок углов.

Здесь, например, для угла крена:

;

;

,

где , , - дисперсии погрешностей определения углов крена для каждой из трех платформ, зависящие от маневра летательного аппарата (быстрый маневр: , средний маневр , крейсерский полет ) и наличия спутниковой информации (определяют по величине DOP в блоке 3). В случае отсутствия сигнала СНС: и .

Коэффициенты, , , рассчитывают аналогично.

Параметры быстрого, среднего маневра и крейсерского полета зависят от типа летательного аппарата. Дисперсии погрешностей зависят не только от маневра летательного аппарата, но и от точности ЧЭ.

Затем в блоке 30 осуществляют определение выходных сигналов в следующем виде (например, для угла тангажа):

.

Величины параметров движения носителя (блок 4) также влияют на степень доверия к качеству измерений СНС (блок 3), и при степени доверия ниже пороговой информация приемника СНС (блок 2) в формировании выходных сигналов в блоке 31 не участвует.

Выходные значения курса, горизонтальных координат, высоты, составляющих линейной скорости формируют в блоке 31 следующим образом (на примере угла курса):

H_f=H₂-K·(H₂-H_CHC)_filt

где Н₂ - показания курса со второй вычислительной платформы 7;

H_CHC - показания курса (путевого угла) с блока 2 приемника СНС,

K·(H₂-H_CHC)_filt - разность показаний после фильтрации с помощью фильтра низких частот из блока 31.

В качестве фильтров низких частот применяют, например, адаптивные фильтры Калмана, коэффициенты К которых меняются в зависимости от параметров движения носителя: угла крена и производной курса.

Выходы мастер-фильтра 8 являются выходами всего устройства и содержат информацию о финальных навигационных параметрах:

- углах ориентации: тангажа, крена, курса;

- географических координатах широты, долготы, высоты;

- трех составляющих линейной скорости носителя относительно Земли.

Данное устройство реализовано в серийно выпускаемой интегрированной инерциальной системе КомпаНав-2 (разработка ООО «ТеКнол» (Россия)), которая прошла аттестацию по точностным характеристикам в ЛИИ им. Громова (г.Жуковский Московской области, Россия).

На Фиг.6, 7 представлена реализация показаний системы КомпаНав-2 по крену, тангажу и эталонный сигнал системы (БИНС И-42 на лазерных ДУС). Кроме того, приведено традиционное решение системы БИНС прототипа с одной вычислительной платформой.

На графиках представлены реализации работ сравниваемых систем во всех основных режимах полета: А) - в крейсерском, В) - в быстром маневре (с большим углом крена) и С) - в среднем маневре (при малом крене) ЛА - носителя системы. На графиках вертикальными штриховыми линиями выделены и отмечены буквами А, В, С соответствующие участки графиков для каждого режима полета.

Сравнение показаний систем позволяет сделать вывод о том, что предложенное устройство существенно превышает по точности показания прототипной системы и достаточно близко к работе эталонной системы.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бесплатформенных инерциальных системах навигации (БИНС), комплексированных с приемником спутниковой навигационной системы (СНС). Технический результат - повышение точности. Для достижения данного результата БИНС содержит три вычислительных навигационных платформы, каждая из которых имеет свой закон управления. Каждая платформа осуществляет демпфирование инерциальных ошибок (ИО) по собственному закону. При этом ИО зависит от основных параметров движения летательного аппарата (ЛА): крена, производной курса, горизонтальных составляющих линейного ускорения носителя, также от качества информации внешнего по отношению к системе источника СНС. Принимающий выходные сигналы платформ мастер-фильтр осуществляет их оптимальную обработку. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Комплексированная бесплатформенная инерциально-спутниковая система навигации на «грубых» чувствительных элементах (ЧЭ), содержащая блок ЧЭ из трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей по трем ортогональным осям, приемник спутниковой навигационной системы (СНС), блок определения качества измерений СНС, блок измерения (или определения) параметров движения носителя, несколько (преимущественно три) вычислительных платформ, мастер-фильтр; при этом выходы сигналов блока ЧЭ соединены с соответствующими входами платформ, выходы сигналов которых, а именно углов крена и тангажа со всех трех платформ, а также угол курса, географические координаты и составляющие линейной скорости со второй платформы, соединены с соответствующими входами мастер-фильтра; выход сигналов приемника СНС, а именно путевого угла (для определения угла курса), географических координат и составляющих линейной скорости, соединен с соответствующими входами блока качества СНС, второй платформы и мастер-фильтра; выход блока качества СНС соединен с соответствующими входами второй платформы и мастер-фильтра; выходные сигналы блока параметров движения, а именно крена, производной курса и горизонтальных составляющих линейного ускорения носителя, соединены с соответствующими входами блока качества СНС, платформ и мастер-фильтра; выходы мастер-фильтра, а именно сигналы углов ориентации, географических координат и составляющих линейной скорости являются выходами всего устройства системы.

2. Система по п.1, содержащая первую платформу, в составе которой блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат, первый и второй блоки кватернионных вычислений, блок вычисления матрицы направляющих косинусов и вычисления углов ориентации, блок формирования сигналов демпфирования; при этом выход сигналов линейных ускорений блока ЧЭ соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений, выход которого соединен со входом блока вычисления скоростей и соответствующим входом блока демпфирования, другой вход которого соединен с выходом блока параметров движения; выход сигналов угловых скоростей блока ЧЭ соединен с соответствующим входом первого кватернионного блока, выход которого соединен с соответствующим входом второго кватернионного блока, другие входы которого соединены с выходами сигналов угловых скоростей блока вычисления скоростей и блока демпфирования; выход второго кватернионного блока соединен со входом блока матрицы и углов и с соответствующим входом обратной связи первого кватернионного блока; выход сигнала матрицы блока матрицы и углов соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений; выходы углов блока матрицы и углов являются выходами первой платформы.

3. Система по п.1, содержащая третью платформу, в составе которой блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат, первый и второй блоки кватернионных вычислений, блок вычисления матрицы направляющих косинусов и вычисления углов ориентации, блок формирования сигналов демпфирования, а также адаптивный фильтр Калмана; при этом выход сигналов линейных ускорений блока ЧЭ соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений, выход которого соединен со входом блока вычисления скоростей и соответствующим входом фильтра Калмана, выход которого соединен с соответствующими входами блока матрицы и углов и блока демпфирования; другие входы блока фильтра Калмана и блока демпфирования соединены с выходом блока параметров движения; выход сигналов угловых скоростей блока ЧЭ соединен с соответствующим входом первого кватернионного блока, выход которого соединен с соответствующим входом второго кватернионного блока, другие входы которого также соединены с выходами сигналов угловых скоростей блока вычисления скоростей и блока демпфирования; выход второго кватернионного блока соединен со входом блока матрицы и углов и с соответствующим входом обратной связи первого кватернионного блока; выход сигнала матрицы блока матрицы и углов соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений; выходы углов блока матрицы и углов являются выходами третьей платформы.

4. Система по п.1, содержащая вторую платформу, в составе которой блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат, первый и второй блоки кватернионных вычислений, блок вычисления матрицы направляющих косинусов и вычисления углов ориентации, блок формирования сигналов демпфирования, а также дополнительно блок вычисления координат; при этом выход сигналов линейных ускорений блока ЧЭ соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений, выход которого соединен со входом блока вычисления скоростей и с соответствующим входом блока демпфирования, другой вход которого соединен с выходом блока параметров движения; выход сигналов угловых скоростей блока ЧЭ соединен с соответствующим входом первого кватернионного блока, выход которого соединен с соответствующим входом второго кватернионного блока, другие входы которого также соединены с выходами сигналов угловых скоростей блока вычисления скоростей и блока демпфирования; другой выход сигнала линейной скорости блока вычисления скоростей соединен со входом блока вычисления координат; выход блока приемника СНС соединен с соответствующими входами блока демпфирования и блока координат; выход блока качества СНС соединен с соответствующим входом блока демпфирования; выход второго кватернионного блока соединен с соответствующим входом обратной связи первого кватернионного блока и с соответствующим входом блока матрицы и углов; выход сигнала матрицы блока матрицы и углов соединен с соответствующим входом блока пересчета ускорений; выходы сигналов углов, географических координат и составляющих линейной скорости являются выходами второй платформы.

5. Система по п.1, содержащая мастер-фильтр, в составе которого блок определения весовых коэффициентов для углов крена и тангажа, блок определения выходных сигналов углов крена и тангажа, а также блок формирования выходных сигналов угла курса; географических координат и составляющих линейной скорости; при этом входы блока весовых коэффициентов соединены с соответствующими выходами блока параметров движения и углов крена и тангажа с трех платформ; выход блока весовых коэффициентов соединен со входом блока углов крена и тангажа; входы блока угла курса, координат и скоростей соединены с соответствующими выходами сигналов угла курса, координат и скоростей второй платформы и приемника СНС, а также с выходом блока качества СНС; выходы блока углов крена и тангажа и блока угла курса, координат и скоростей являются выходами мастер-фильтра.