КОМПЛЕКСИРОВАННАЯ БЕСПЛАТФОРМЕННАЯ ИНЕРЦИАЛЬНО-СПУТНИКОВАЯ СИСТЕМА НАВИГАЦИИ НА "ГРУБЫХ" ЧУВСТВИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТАХ
INTEGRATED STRAPDOWN INERTIAL AND SATELLITE NAVIGATION SYSTEM ON COARSE SENSORS

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.
b
b
Ni
Ni
0
1
2
3
i
i
i
ИНС
N
E
UP
CHC
CHC
N
E
UP
CHC
f
f
f
f
f
Nf
Ef
UPf
На чертежах приняты следующие обозначения сигналов устройства: из блока 1: a - ускорение и ω - угловая скорость объекта навигации в связанной системе координат. На блок-схемах вычислительных платформ (i=1, 2, 3 соответствует номеру платформы): a - ускоренней ω - угловая скорость объекта навигации в навигационной системе координат платформы;  - управляющая угловая скорость для демпфирования ошибок платформы,  - матрица направляющих косинусов; (q q q q) - кватернион поворота от связанной к навигационной системе координат платформы;  - угол тангажа; γ - угол крена; H - угол курса. Также:  - оценка ускорения в навигационной системе координат, полученная адаптивным фильтром Калмана третьей платформы; V - вектор линейной скорости объекта навигации, вычисленной второй платформой с раскладкой на проекции (составляющие) V, V, V на оси географической системы координат; координаты: φ - географическая широта; λ - географическая долгота; h - высота. Сигналы приемника СНС: H - курс (путевой угол); (φ, λ, h) - географические координаты и высота, (V, V, V) - 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 - выходное значение угла крена; H - выходное значение угла курса; φ - выходное значение географической широты; λ - выходное значение географической долготы; h - выходное значение высоты; V, V V - 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.
b
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 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.
b
0
1
2
3
b
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, 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 (q q q q) 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, 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,
x
y
δV, δV - погрешности определения линейной скорости,
,  - производные погрешностей определения линейной скорости,
,  - проекции ускорения
N
a навигационной системы координат;
b
b
1
1
м
c
K,К - параметры демпфирования (зависят от типа и параметров движения носителя, например: K=1(/), К=4(/)).
Указанные сигналы (,) поступают на вход второго кватерниона поворота от инерциальной к навигационной системе координат (блок 12).
N
E
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|, |a| (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 , ;
1
b
-5
1
м
- параметры демпфирования на несколько порядков меньше, чем в первой платформе (например, К=0,02 (/сек), K=10(/)).
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:
,
,
,
,
b
где К, K - коэффициенты демпфирования (величины зависят от параметров движения носителя);
,  - проекции управляющей угловой скорости на оси навигационной системы координат,
x
y
δV, δV - погрешности определения линейной скорости,
,  - производные погрешностей определения линейной скорости,
,  - оценки погрешностей определения ускорения,
,
.
Е
N
Здесь а(ИНС), a(ИНС) - проекции ускорения ИНС(выход блока 22),
Е
N
а(СНС), a(СНС) - проекции ускорения СНС (выход блока 2),
Е
N
Δа(ИНС), Δa(ИНС) - приращения ускорении инерциальной навигационной системы,
H
K - 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:
,
,
up
где a - вертикальная составляющая ускорения от ИНС,
T - период дискретизации,
1
2
-3
-4
с, с - коэффициенты демпфирования (величиныпорядка 10..10),
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):
f
2
2
CHC
filt
H=H-K·(H-H)
2
где Н - показания курса со второй вычислительной платформы 7;
CHC
H - показания курса (путевого угла) с блока 2 приемника СНС,
2
CHC
filt
K·(H-H) - 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.