Способ самокоррекции спутниковых навигационных приёмников и устройство для его осуществления Российский патент 2023 года по МПК G01C21/00 

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.

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.

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:

- отсутствует режим само коррекции координат места и скорости;

- сравнительно низкая точность навигационной информации.

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.

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.

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.

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:

- использование для коррекции внешней радиотехнической информации;

- корректируются только координаты СНП, а скорость не корректируется;

- экономически чрезвычайно затратный способ, используется громадное количество наземного оборудования, расположенного, почти, на всей поверхности земного шара, и сложное программно-математическое обеспечение;

- для обеспечения средств коррекции привлекается огромное количество обслуживающего персонала;

- сигналы радиотехнических базовых станций могут иметь сбои и радиопомехи, что влияет на точность ДК.

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.

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.

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.

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.

На фиг. 1, 2 приняты следующие обозначения:

1 - спутниковый навигационный приемник;

2.1, 2.2 - фильтры физической интеграции (ФФИ);

3.1, 3.2 - блоки задержки сигналов;

4.1, 4.2 - сумматоры дополнительных горизонтальных каналов навигации;

5 - блок вычисления навигационной информации;

1С, 2С, 3С, 4С - первый, второй, третий и четвертый сумматоры ФФИ;

СД - сумматор дополнительного канала навигации (ДКН);

ИУ1, ИУ2 - первое и второе интегрально - усилительное звено;

ИЗ - интегральное звено;

УЗ - усилительное звено;

БЗ - блок задержки сигналов;

БВ - блок вычисления навигационной информации ДНК;

НИ - начальная информация;

Р - параметры ДКН, выдаваемые потребителям;

D_NC, V_NC - координата и скорость СНП по горизонтальному каналу;

V_NCK - скорректированная скорость ДКН по горизонтальному каналу;

δV_NFC - ошибка по скорости СНП, выделенная ФФИ;

K₁, K₂, K₃ - коэффициенты ФФИ.

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.

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.

Работу устройства, СНП с режимом СК, поясним, для одного из двух идентичных горизонтальных каналов, с помощью Фиг. 1, 2.

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.

Технический результат достигается следующим образом.

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).

В системе уравнений (1) дополнительно обозначено:

δV_NC, δD_NC - ошибки по скорости и координате СНП по оси N географической системы координат;

5V_NCK - ошибка по скорости ДКН СНС после ее СК;

V_N - составляющая скорости объекта по оси N;

В, В₀ - географическая широта местоположения объекта и ее начальное значение;

R_N - радиус кривизны меридианного сечения Земли с учетом высоты полета объекта;

Z - переключатель сигнала задержки скорректированной ошибки по скорости, на время t₁.

Решение системы уравнений (1) относительно δV_NFC, δV_NCK имеет вид.

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.

Проанализируем установившееся значение выражений (2) и (3) для систематических (постоянных) составляющих ошибок СНП (δV_NC, δD_NC). Для этого используем теорему о конечном значении

С учетом выражения (4) установившееся значение выражений (2) и (3) во временной области, соответственно, будет.

Как показывает выражение (5), установившееся значение ошибки по скорости выходного сигнала ФФИ δV_NFC, равно систематической ошибке по скорости СНП δV_NC. То есть, ФФИ выделяет систематическую ошибку по скорости СНП, которая осуществляет СК скорости СНП. Поэтому установившаяся ошибка скорректированной скорости СНП δV_NCK равна нулю, выражение (6), а, следовательно, и ошибка по координатам, равная интегралу от установившейся ошибки по скорости, тоже равна нулю.

Таким образом, точность ДКН СНП не зависит от его систематических ошибок по скорости и координатам, а в прототипе от последних ошибок зависимость имеет место.

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: δV_NC=A_V⋅sinωt, δD_NC=А_Д⋅sinωt, или в преобразовании Лапласа.

A_V, А_Д - амплитуды динамических ошибок по скорости и координатам СНП;

ω - частота динамических ошибок.

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.

Где, b₀=1, b₁=K₁+K₃, b₂=K₂

A_V1, A_V2 - амплитуды динамических ошибок по скорости ДКН, в зависимости от амплитуды и частоты динамических ошибок, соответственно, по скорости и координатам СНП.

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.

А_Д1, А_Д2 - амплитуды динамических ошибок по координатам дополнительного канала навигации, в зависимости от амплитуды и частоты динамических ошибок, соответственно, по скорости и координатам СНП.

Амплитуды А_Д1, А_Д2 получены путем интегрирования выражения (9). Значения коэффициентов ФФИ, принятые при расчетах приведены выше, а так же приняли A_V=0,1 м/с, А_Д=5 м, что соответствует реальным ошибкам СНП в горизонтальном полете самолета с постоянной скоростью.

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.

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.

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.

При моделировании была принята математическая модель ДКН, выражение (1). На входы ФФИ поступали скорости (V_NC, V_EC) и координаты (D_NC, D_EC) 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.

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 δD_NCK, и по скорости δV_NCK и ошибки СНП по координате δD_NC и по скорости δV_NC. 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.

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.

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.

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.

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 δD_NCK,).

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.

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.

Основной целью эксперимента было подтверждение результатов аналитических расчетов и математического моделирования по устранению влияния систематических ошибок по скорости и координатам СНП на точность ДКН.

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.

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.

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.

В описании изобретения приняты следующие сокращения: ДК - дифференциальная коррекция; ДКН - дополнительный канал навигации; СК - само коррекция; СНП - спутниковый навигационный приемник; ФФИ - фильтр физической интеграции.

Изобретение относится к области навигационных систем и может быть использовано при создании автономных спутниковых навигационных приемников (СНП) с режимом самокоррекции для летательных аппаратов и других подвижных объектов. Способ самокоррекции скоростей горизонтальных каналов СНП с использованием его координат заключается в том, что осуществляют построение дополнительного канала навигации, содержащего фильтр физической интеграции, блок задержки сигналов, сумматор в каждом горизонтальном канале и блок вычисления навигационной информации. Сигналы по координатам СНП направляют на первые входы фильтров физической интеграции, а сигналы по скоростям СНП направляют на вторые входы фильтров физической интеграции, в них, одновременно, фильтруют высокочастотные ошибки по скоростям и координатам и выделяют постоянные ошибки по скоростям СНП. Отфильтрованные и выделенные постоянные ошибки по скоростям направляют на входы блоков задержки сигналов, на время переходного процесса, с выходов блоков задержки сигналов установившуюся ошибку по скоростям направляют на вторые входы сумматоров, где её вычитают из скоростей СНП, направленных на первые входы этих сумматоров, с выходов которых скорректированные скорости СНП направляют на первый вход блока вычисления навигационной информации, на второй вход которого с третьего выхода СНП поступает навигационная информация. На их основе в блоке вычисления навигационной информации вычисляют координаты местоположения объекта. Технический результат - повышение статической и динамической точности. 2 н.п. ф-лы, 6 ил., 2 табл.

1. Способ самокоррекции скоростей горизонтальных каналов спутникового навигационного приемника с использованием его координат, заключающийся в том, что 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 первые входы фильтров физической интеграции, а сигналы по скоростям спутникового навигационного приемника направляют на вторые входы фильтров физической интеграции, в них, одновременно, фильтруют высокочастотные ошибки по скоростям и координатам и выделяют постоянные ошибки по скоростям спутникового навигационного приемника, отфильтрованные и выделенные постоянные ошибки по скоростям направляют на входы блоков задержки сигналов, на время переходного процесса, с выходов блоков задержки сигналов установившуюся ошибку по скоростям направляют на вторые входы сумматоров, где её вычитают из скоростей спутникового навигационного приемника, направленных на первые входы этих сумматоров, с выходов которых скорректированные скорости спутникового навигационного приемника направляют на первый вход блока вычисления навигационной информации, на второй вход которого с третьего выхода спутникового навигационного приемника поступает навигационная информация, на их основе в блоке вычисления навигационной информации вычисляют координаты местоположения объекта.

2. Спутниковый навигационный приемник, работающий в автономном режиме, без использования средств внешней дифференциальной коррекции, характеризующийся тем, что содержит дополнительный канал навигации, содержащий 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.