СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ ТОЧНОСТИ БЕСПЛАТФОРМЕННОЙ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ
METHOD OF INCREASING ACCURACY OF STRAPDOWN INERTIAL NAVIGATION SYSTEM

Изобретение относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в первую очередь в авиационных бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС).
Известен способ повышения точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), основанный на применении математической модели погрешностей БИНС при совместной обработке информации инерциального счисления и спутниковой навигационной системы с помощью различного вида фильтров. Результаты совместной обработки используются либо в виде поправок к выходным параметрам чисто инерциальной информации, либо в виде оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, которые учитываются при первичной обработке сигналов инерциальных датчиков, то есть непосредственно участвуют в формирование инерциальных параметров [1, 2].
Недостатком известного способа является то, что его реализация возможна только при наличии спутниковой информации в каждом полете, а также невысокая помехоустойчивость от сбоев спутниковой информации, так как формирование поправок производится в реальном времени.
Задачей, на достижение которой направлено заявленное изобретение, является создание БИНС, независимой от постоянного поступления спутниковой информации непосредственно во время полета, при этом достигаются такие технические результаты как повышение помехоустойчивости БИНС и исключение возможности наращивания ошибок при поступлении недостоверной информации от спутниковой навигационной системы.
Заявленные технические результаты достигаются способом повышения точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), основанном на применении математической модели погрешностей БИНС при совместной обработке информации инерциального счисления и спутниковой навигационной системы, результаты которой используются в виде оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы. Согласно заявленному способу, независимо от доступности информации спутниковой навигационной системы в текущем полете, используются запомненные оценки поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, сформированные в предыдущем и/или предыдущих полетах.
Проверка оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, путем фильтрации по критериям достоверности и наблюдаемости, проводится на протяжении всего полета, при этом окончательная оценка формируется как средневзвешенная оценка по полетам, в которых доступна информация спутниковой навигационной системы, а запомненной оценке, полученной в конкретном полете, присваивается весовой коэффициент, соответствующий номеру полета и наблюдаемости первичных погрешностей в конкретном полете.
Запомненные оценки используются в последующих полетах, путем формирования поправок к выходным параметрам инерциального канала с помощью решения уравнений погрешностей БИНС на основе этих оценок с учетом траектории полета.
Суть данного способа состоит в следующем.
В текущем полете, по данным об инерциальной скорости и координатам, получаемым от спутниковой навигационной системы, оценивается вектор состояния системы уравнений ошибок, включающий в себя набор параметров первичных погрешностей БИНС. Оценки инструментальных погрешностей, полученные на момент посадки, сохраняются, например, в бортовую память системы или отдельный блок памяти и обработки данных, и в дальнейшем используются для формирования поправок к инерциальному режиму для последующих полетов.
Такой способ формирования оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы обеспечивает постоянный режим функционирования БИНС, даже в случае отсутствия или искажения данных, поступающих от спутниковой навигационной системы.
Кроме того, для повышения помехозащищенности, поправки запоминаются, если информация от спутниковой навигационной системы в течение определенного времени сохраняет достоверность и выполняются условия наблюдаемости инструментальных погрешностей в данном полете, что позволяет исключить недостоверные оценки.
Осуществляют способ следующим образом.
В текущем полете не учитываются оценки поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, поступающие от совместной обработки информации инерциального счисления и спутниковой навигационной системы. Поступающие данные подвергают обработке на борту во время полета, заключающейся в фильтрации по критериям достоверности и наблюдаемости на протяжении всего полета. Затем, формируется окончательная оценка, как средневзвешенная оценка по полетам, в которых доступна информация спутниковой навигационной системы. Эту оценку запоминают и запомненной оценке, полученной в конкретном полете, присваивается весовой коэффициент, соответствующий номеру полета и наблюдаемости первичных погрешностей в конкретном полете.
Весовые коэффициенты зависят от номера предыдущего полета (убывают для «устаревающих» полетов) и свойств наблюдаемости инструментальных погрешностей в них.
Запомненные оценки используются в последующих полетах, путем формирования поправок к выходным параметрам инерциального канала с помощью решения уравнений погрешностей БИНС на основе этих оценок, с учетом траектории полета, т.е. решается система уравнений ошибок БИНС на текущей траектории, вычисляемая БИНС в автономном режиме, в которую подставляются взвешенные оценки инструментальных погрешностей, полученные в предыдущих полетах. В результате решения системы уравнений ошибок вычисляются поправки с учетом траектории текущего полета, вычитаемые из координат и скоростей инерциального режима.
Таким образом, в предлагаемом способе, обеспечивается возможность не вмешательства в автономный инерциальный режим, а проводится только коррекция выходных параметров.
Заявленный способ формирования оценок позволяет в значительной мере сократить вероятность внесения недостоверных данных в систему, вызванных погрешностями спутниковой навигационной системы, что обеспечивает помехозащищенность БИНС, а кроме того обеспечивается точность навигации при отсутствии данных от спутниковой навигационной системы в какой-либо промежуток времени конкретного полета.
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ИСТОЧНИКА ИНФОРМАЦИИ
1. George Т. Schmidt, Richard Е. Phillips, INS/GPS Integration Architectures, in NATO RTO Lecture Series 232 PRE-PRINTS, Advances in Navigation Sensors and Integration Technology, May 2004, pp. 5-1 - 5-18.
2. RU 2386108 C1, Волжин Анатолий Сергеевич, 10.04.2010, СПОСОБ ИНТЕГРАЦИИ НАВИГАЦИОННОЙ ИНФОРМАЦИИ И САМОИНТЕГРИРОВАННАЯ ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА.