СПОСОБ АВТОНОМНОЙ КОМПЕНСАЦИИ ИНСТРУМЕНТАЛЬНЫХ ПОГРЕШНОСТЕЙ БЕСПЛАТФОРМЕННЫХ ИНЕРЦИАЛЬНЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD FOR INDEPENDENT COMPENSATION INSTRUMENTATION ERRORS OF STRAPDOWN INERTIAL NAVIGATION SYSTEMS AND DEVICE THEREFOR

Изобретение относится к области навигационных измерений и может быть использовано для определения координат местоположения подвижного объекта, например летательного аппарата (ЛА).
Известен способ компенсации погрешностей гироскопов и акселерометров в автономном режиме функционирования, заключающийся во вращении инерциального измерительного блока с целью уменьшения влияния инструментальных погрешностей лазерных гироскопов [1].
Известно устройство, реализующее данный способ, включающее блок лазерных гироскопов, блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсов, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, блок вычисления скоростей, блок управления и отображения информации, аналого-цифровой и цифроаналоговый преобразователи [1].
Недостатком известных способа и устройства является отсутствие возможности осуществлять учет статистических характеристик погрешностей акселерометров при определении параметров закона вращения инерциального измерительного блока, что приводит к снижению потенциальной точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС).
Наиболее близкими к изобретению являются способ компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, заключающийся во вращении инерциального измерительного блока, состоящего из блока акселерометров и блока гироскопов и закрепленного на механизме вращения, коррекции параметров закона управления инерциальным измерительным блоком на основании функциональной зависимости между оптимальными параметрами закона управления и данными об изменении, в процессе эксплуатации, инструментальных погрешностей лазерных гироскопов. А также устройство для компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, реализующее данный способ, включающее инерциальный измерительный блок, в состав которого входят блок лазерных гироскопов и блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсы, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, блок вычисления скоростей, блок управления и отображения информации, аналого-цифровой преобразователь и цифроаналоговый преобразователь, шину навигационной информации, блок коррекции, в состав которого входят счетчик времени, блок определения погрешностей лазерных гироскопов, блок выдачи сигнала коррекции, блок выдачи параметров закона управления [2].
Технической задачей изобретения является повышение точности определения пилотажных и навигационных параметров полета летательного аппарата за счет изменения параметров закона управления ИИБ в зависимости от статистических характеристик погрешностей акселерометров.
Технический результат изобретения достигается тем, что в способе компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, заключающемся во вращении инерциального измерительного блока, состоящего из блока акселерометров и блока гироскопов и закрепленного на механизме вращения, коррекции параметров закона управления инерциальным измерительным блоком на основании функциональной зависимости между оптимальными параметрами закона управления и данными об изменении в процессе эксплуатации инструментальных погрешностей лазерных гироскопов, осуществляется учет статистических характеристик погрешностей акселерометров при определении параметров закона вращения инерциального измерительного блока.
В устройство для осуществления способа компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, включающее инерциальный измерительный блок, в состав которого входят блок лазерных гироскопов и блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсы, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, блок вычисления скоростей, блок управления и отображения информации, аналого-цифровой преобразователь и цифроаналоговый преобразователь, шину навигационной информации, блок коррекции, в состав которого входят: счетчик времени, блок определения погрешностей лазерных гироскопов, блок выдачи сигнала коррекции, блок выдачи параметров закона управления, с целью учета статистических характеристик погрешностей акселерометров дополнительно используется блок-задатчик погрешностей акселерометров, блок определения закона управления, при этом выход блок управления и отображения информации через блок-задатчик погрешностей акселерометров соединен с первым входом блока определения закона управления, второй вход которого соединен с выходом блока выдачи параметров лазерных гироскопов, а выход соединен с входом блока электроники инерциального измерительного блока и интерфейсов.
Существенными отличительными признаками от прототипа по способу является следующее действие:
осуществляется учет статистических характеристик погрешностей акселерометров при определении параметров закона вращения инерциального измерительного блока,
по устройству - блок-задатчик погрешностей акселерометров, блок определения закона управления;
новые связи между известными и новыми признаками.
Применение всех новых признаков позволяет повысить точность определения пилотажно-навигационных параметров БИНС за счет учета статистических характеристик акселерометров при определении параметров закона вращения инерциального измерительного блока.
На фигуре изображена блок-схема для реализации способа автономной компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, который осуществляется следующим образом.
Матричное дифференциальное уравнение, характеризующее динамику изменения ошибок БИНС с течением времени автономной работы, представим в следующем виде [3]:
где: P - ковариационная матрица ошибок БИНС с автокомпенсацией погрешностей;
F - матрица состояния ошибок БИНС с автокомпенсацией;
G - матрица возмущений;
Q - матрица интенсивности белого шума.
Структура матрицы состояния ошибок F такова, что даже при стационарных входных возмущающих воздействиях выходные ошибки БИНС не стационарны.
Флуктуационные составляющие погрешностей лазерных гироскопов представляют собой стационарные случайные процессы с нулевым математическим ожиданием и корреляционной функцией:
<mrow><msub><mi>D</mi><mrow><mmultiscripts><mi>ф</mi><mprescripts /><mrow><mi>Δ</mi><mi>ω</mi></mrow><none /></mmultiscripts></mrow></msub></mrow>
где
- дисперсия флуктуационной составляющей дрейфа гироскопов;
<mrow><msub><mi>T</mi><mrow><mmultiscripts><mi>ф</mi><mprescripts /><mrow><mi>Δ</mi><mi>ω</mi></mrow><none /></mmultiscripts></mrow></msub></mrow>
- время корреляции случайного процесса.
Флуктуационная составляющая дрейфов гироскопов вызывается различными причинами:
- изменение длины пути лучей из-за расширения, сжатия и изгиба материала, из которого сделан гироблок;
- неточность регулирования силы тока, необходимой для поддержания лазерной генерации;
- неточность регулирования амплитуды вибрационной подставки;
- градиент температур вдоль активной среды лазерного гироскопа.
<mrow><msub><mi>D</mi><mrow><msub><mover accent="true"><mi>k</mi><mo>¯</mo></mover><mi>ω</mi></msub></mrow></msub></mrow>
Постоянная составляющая погрешности масштабного коэффициента лазерного гироскопа представляет собой случайную величину, распределенную по нормальному закону с нулевым математическим ожиданием и дисперсией
.
На величину и стабильность масштабного коэффициента гироскопов влияет множество факторов, но при этом можно выделить основные, например на ошибку масштабного коэффициента лазерного гироскопа преобладающее воздействие оказывают частотная зависимость показателя преломления газовой среды и затягивание частоты генерации к центру атомной линии.
a
ф
Флуктуационная составляющая ошибки акселерометра Δ представляет собой стационарный случайный процесс с корреляционной функцией вида [4]:
<mrow><msub><mtext>σ</mtext><mrow><mtext>Δ</mtext><msup><mi>a</mi><mtext>ф</mtext></msup></mrow></msub></mrow>
где
- среднеквадратическое отклонение флуктуационной составляющей ошибки акселерометра;
<mrow><msub><mtext>D</mtext><mrow><mtext>Δ</mtext><msup><mi>a</mi><mtext>ф</mtext></msup></mrow></msub></mrow>
- дисперсия флуктуационной составляющей ошибки акселерометра;
<mrow><msub><mtext>T</mtext><mrow><mtext>Δ</mtext><msup><mi>a</mi><mtext>ф</mtext></msup></mrow></msub></mrow>
- время корреляции случайного процесса.
Для современных акселерометров характерны следующие параметры:
<mrow><msub><mtext>σ</mtext><mrow><mtext>Δ</mtext><msup><mi>a</mi><mtext>ф</mtext></msup></mrow></msub><mo>=</mo><msup><mrow><mtext>10</mtext></mrow><mrow><mo>−</mo><mtext>3</mtext></mrow></msup><mtext>g</mtext><mo>…</mo><msup><mrow><mtext>10</mtext></mrow><mrow><mo>−</mo><mtext>5</mtext></mrow></msup><mtext>g</mtext></mrow>
<mrow><msub><mtext>T</mtext><mrow><mtext>Δ</mtext><msup><mi>a</mi><mtext>ф</mtext></msup></mrow></msub><mo>=</mo><mtext>10</mtext><mo>…</mo><mtext>100</mtext><mtext> </mtext><mtext>с</mtext></mrow>
,
.
Решая уравнение (1) с учетом статистических характеристик погрешностей гироскопов и акселерометров, получим соотношения для ошибок БИНС по широте и долготе [3]:
где u - угловая скорость вращения Земли;
g - ускорение свободного падения;
R - радиус Земли;
t - текущее время полета ЛА.
в
Пользуясь соотношениями (4) и (5) можно найти угловую скорость вращения ИИБ ω, которая обеспечивает минимум суммы дисперсий ошибок по координатам:
Для этого необходимо решить уравнение
Выполнив дифференцирование, находим, что
<mrow><mfrac><mrow><msup><mtext>d</mtext><mtext>2</mtext></msup><mtext>I</mtext></mrow><mrow><msubsup><mrow><mtext>dω</mtext></mrow><mrow><mover><mi>a</mi><mo>∧</mo></mover></mrow><mtext>2</mtext></msubsup></mrow></mfrac><mo>></mo><mtext>0</mtext></mrow>
Соотношение (7) является необходимым условием минимума функции (6). Достаточным условием минимума функции является выполнение неравенства
наряду с выполнением равенства (8). Проверим выполнение этого условия:
Это выражение больше нуля при любом t больше 0. Следовательно, соотношение (8) позволяет вычислить угловую скорость вращения ИИБ, при которой обеспечивается минимум суммы дисперсий ошибок по координатам [3].
Соотношение (8) определяют функциональную зависимость между требуемой угловой скоростью вращения ИИБ и инструментальными погрешностями лазерных гироскопов, а также инструментальными погрешностями акселерометров.
Данная функциональная зависимость используется в блоке 20 определения закона управления для вычисления заданной угловой скорости вращения ИИБ.
На фигуре изображена блок-схема устройства для автономной компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем.
В состав устройства входят инерциальный измерительный блок 1, включающий блок лазерных гироскопов 2, блок акселерометров 3, выходы которых соединены с входом блока 5 электроники ИИБ и интерфейсов, выходы которого соединены с цифровым микропроцессором 6 и механизмом вращения 4; выход вычислителя скоростей 11 через аналогово-цифровой преобразователь 9 соединен с входом цифрового микропроцессора 6, выходами которого являются шина навигационной информации 13, через блок сопряжения 7, и пилотажная информация 12, через цифроаналоговый преобразователь 10. Выход блока управления и отображения информации 8 соединен с входом цифрового микропроцессора 6, выход которого соединен с входом блока управления и отображения информации 8. Выход блока управления и отображения информации 8 соединен с входом блока коррекции 14, а именно с входом блока определения погрешностей лазерных гироскопов 16, выход которого соединен с входом блока выдачи параметров закона управления 18. Выходной сигнал со счетчика времени 15 поступает на блок определения погрешностей лазерных гироскопов 16 и блок выдачи сигнала коррекции 17, выход которого соединен с входом блока выдачи параметров закона управления 18. Выход блока выдачи параметров лазерных гироскопов 18 является выходом блока коррекции 14. Выход блока управления и отображения информации 8 через блок-задатчик погрешностей акселерометров 19 соединен с входом блока определения закона управления 20, второй вход которого соединен с выходом блока коррекции 14. Выход блока 14 коррекции соединен с входом блока электроники инерциального измерительного блока и интерфейсов 5 через блок определения закона управления 20.
Инерциальный измерительный блок 1 состоит из блока лазерных гироскопов 2, блока акселерометров 3 и закреплен на механизме вращения 4.
Блок электроники ИИБ и интерфейсов 5 представляет собой устройство, которое выдает электрический сигнал на двигатель механизма вращения ИИБ 4, а также выполняет роль связующего устройства между блоком лазерных гироскопов, блоком акселерометров и цифровым микропроцессором 6.
Аналогово-цифровой преобразователь 9 предназначен для преобразования и передачи аналоговой информации вычислителя скоростей 11 к цифровому микропроцессору 6.
Цифроаналоговый преобразователь 10 предназначен для преобразования в аналоговый вид и передачи потребителям аналоговой информации об углах курса, крена и тангажа 12.
Блок сопряжения с навигационной информацией 7 предназначен для преобразования сигналов с выхода цифрового микропроцессора 6 в цифровой код шины навигационной информации 13.
Блок управления и отображения информации 8 предназначен: для отображения навигационной информации и параметров ориентации; для выдачи в блок определения погрешностей лазерных гироскопов 16 начальных значений ошибок лазерных гироскопов входящих в состав ИИБ; для выдачи в блок-задатчик погрешностей акселерометров 19 информации о параметрах акселерометров.
Блок коррекции 14, состоящий из счетчика времени 15, блока определения погрешностей лазерных гироскопов 16, блока выдачи сигнала коррекции 17, блока выдачи параметров закона управления 18, предназначен для выдачи скорректированных статистических параметров дрейфа гироскопа в зависимости от изменения с течением времени характеристик блока лазерных гироскопов 2.
Счетчик времени 15 предназначен для выдачи в блок определения погрешностей лазерных гироскопов 16 и блок выдачи сигнала коррекции данных о времени эксплуатации БИНС.
Блок определения погрешностей лазерных гироскопов 16 предназначен для нахождения инструментальных погрешностей лазерных гироскопов в зависимости от времени эксплуатации БИНС.
Определение инструментальных погрешностей лазерных гироскопов в зависимости от времени эксплуатации БИНС производится в блоке определения погрешностей лазерных гироскопов 16, на основании сигнала о начальных значениях погрешностей лазерных гироскопов из блока управления и отображения информации 8 и сигнала о времени эксплуатации системы из счетчика времени 15.
Блок-задатчик погрешностей акселерометров 19 на основании информации о параметрах акселерометров с блока управления и отображения информации 8 выдает в блок определения закона управления 20 значения дисперсии флуктуационной составляющей ошибки акселерометра и времени корреляции случайного процесса.
Блок определения закона управления 20 на основании информации о статистических характеристиках гироскопов и статистических характеристиках акселерометров вычисляет величину необходимой угловой скорости ИИБ. Вычисление необходимой угловой скорости ИИБ осуществляется на основании соотношения (8).
Сигналы, пропорциональные абсолютной угловой скорости и ускорению с инерциального измерительного блока 1, через блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсов 5 поступают в цифровой микропроцессор 6.
В цифровом микропроцессоре 6 происходит вычисление углов ориентации 12, которые при помощи цифроаналогового преобразователя 10 выдаются потребителям. Навигационные параметры вычисляются в цифровом микропроцессоре 6 и через блок сопряжения с навигационной информацией 7 и поступают в шину навигационной информации 13. Данные вычисления происходят с учетом информации от вычислителя скорости 11, которая поступает в цифровой микропроцессор 6, через аналогово-цифровой преобразователь 9. Визуализация навигационной информации и углов ориентации осуществляется через блок управления и отображения информации 8.
Источники информации
1. Анучин О.Н. и др. Интегрированные системы ориентации и навигации для морских подвижных объектов. - СПб.: 1999. С. 331-338 (аналог).
2. Патент РФ №2362977 С1, кл. G01C 21/10. Способ компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем и устройство для его осуществления. 27.07.2009 (прототип).
3. Шепеть И.П., Онуфриенко В.В., Слесаренок С.В. Методическое обеспечение управляемых навигационных систем (Монография). - Воронеж: Военный учебно-научный центр Военно-Воздушных Сил «Военно-Воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», 2012. - С. 145-148.
4. Шепеть И.П., Хабаров А.Н., Гривенная Н.В., Сербин Е.М., Чернавина Т.В. Автономная компенсация случайных возмущений в инерциальных навигационных системах // Труды международного симпозиума Надежность и качество. Пенза: Из-во Пенз. гос. ун-та, 2014. Том 2. С. 232-234.