СПОСОБ СПУТНИКОВОЙ КОРРЕКЦИИ ГИРОСКОПИЧЕСКИХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ МОРСКИХ ОБЪЕКТОВ
METHOD FOR SATELLITE CORRECTION OF GYROSCOPIC NAVIGATION SYSTEMS OF NAVAL OBJECTS

Изобретение относится к средствам коррекции гироскопических навигационных систем и может быть использовано на подвижных объектах, нуждающихся в непрерывном или дискретном определении пространственной ориентации (углы курса ψ, крена γ и дифферента ϑ) глобально, независимо от координат места объекта, времени года и суток, в масштабе реального времени.
В проведении коррекции нуждаются гироскопические системы (инерциальные навигационные системы, гирогоризонткомпасы, компасы и т.п.), способные вырабатывать текущие значения параметров ориентации объекта в автономном режиме функционирования. Необходимость коррекции этих систем вызывается снижением во времени точности выработки ими навигационных параметров в процессе автономного функционирования. Для гирокомпасов характерно также снижение точности определения курса в высоких широтах, в условиях качки и маневрирования корабля.
В настоящее время коррекция курсовых каналов автономных гироскопических систем осуществляется путем выработки поправок курсоуказания с использованием данных пеленгования наземных или космических объектов. В качестве космических объектов используются звезды и спутники спутниковых навигационных систем (СНС).
Для определения курса и углов качки объекта по сигналам среднеорбитных СНС наиболее отработанным в настоящее время является фазовый способ. Этот способ, принимаемый за аналог, базируется на использовании системы разнесенных по объекту приемных антенн, фиксированных относительно его корпуса, измерении разности фаз принимаемых сигналов вычислении углов ориентации объекта.
Для оценки положительных и отрицательных сторон фазового способа рассмотрим следующую ситуацию. Пусть морской подвижный объект с центром масс М перемещается относительно Земли (Фиг.1) по произвольной траектории. В точке М имеют начало горизонтная топоцентрическая координатная система Mξηζ и система координат Mxyz с осями, связанными с объектом. Наряду с поступательным движением, морской объект в условиях качки и маневрирования совершает вращательное движение вокруг точки М.
В рассматриваемом случае положение подвижного объекта в пространстве - ориентация объекта - характеризуется совокупностью параметров ориентации. Применительно к рассматриваемым объектам это могут быть углы горизонтальной (ϑ, γ) и азимутальной (ψ) ориентации объекта.
На Фиг.1 показаны также два навигационных космических аппарата (КА) спутниковой навигационной системы, положение которых в топоцентрической системе координат Mξηζ определено величиной соответствующего вектора визирования  и двумя углами - азимутом α и высотой β.
0
x
у
z
На Фиг.2 показана антенная система из четырех антенн (центральной A и трех разнесенных A, А, А), размещенных на осях ортогонального трехгранника, параллельных осям Mxyz (трехбазовый интерферометр).
cx
cy
cz
cξ
cξ
cυ
Если пренебречь весьма малым в сравнении с дальностью КА отстоянием центральной антенны от центра масс объекта, то в системе Mxyz положение КА можно определять величиной соответствующего вектора визирования  и направляющими косинусами cosq, cosq, cosq либо прямоугольными координатами КА, представляющими собой проекции вектора на соответствующие оси: , , . В топоцентрической системе координат положение КА определяется координатами r, r, r. Вся перечисленная информация, характеризующая положение КА, вырабатывается в процессе обсервации по сигналам СНС.
i
Связь параметров ориентации вектора визирования КА (направляющие косинусы cosq) с изменениями разности фаз сигналов СНС определяется выражением
где λ - длина волны сигнала КА;
i
ℓ - база разнесения антенн;
i
ΔФ - разность фаз сигналов, принимаемых на разнесенные антенны;
i=х, у, z.
Реализация фазового способа на морских объектах, однако, сопряжена с определенными трудностями. При определении ориентации объекта по данным фазовых измерений приходится использовать интерферометры с базой, достигающей нескольких метров. В то же время реальные фазоизмерительные устройства имеют диапазон однозначных измерений только в пределах одной длины волны. Это порождает проблему неоднозначности решений при измерении разности фаз сигналов, принимаемых на разнесенные антенны. Кроме того, за счет неидентичности высокочастотных каналов аппаратуры возникают систематические погрешности измерений.
Практическая реализация фазового способа на морских подвижных объектах не дает оснований для излишнего оптимизма. Реализуемая точность коррекции гирокомпасов в высоких широтах часто не удовлетворяет заданным требованиям [1]. Существенными являются и погрешности юстировки протяженных антенных систем на корабле, нежесткость элементов конструкции объекта, многолучевость распространения сигналов и др.
Помимо фазового способа известны другие способы коррекции параметров ориентации с использованием информации СНС.
Известен, в частности, «Гирокомпас с внешней коррекцией» [4], реализующий следующую совокупность приемов, обеспечивающих повышение точности и надежности функционирования в условиях качки и маневрирования корабля:
- принимают сигналы СНС с использованием спутниковой навигационной аппаратуры;
c
N
E
- вычисляют текущие значения широты (φ)» северной и восточной составляющих скорости (V, V);
к
- формируют сигналы коррекции М;
Г
В
- формируют сигналы управления М, М;
- корректируют положение гироскопа гирокомпаса.
Недостатком описанного способа является невозможность измерения и коррекции углов крена и дифферента. Функциональные возможности способа ограничены измерением и коррекцией только курса корабля.
Известна корректируемая система инерциальной навигации и стабилизации ((СИНС) «Ладога-М») [5], принятая за прототип.
В системе реализован классический способ и алгоритм функционирования инерциальной навигационной системы (ИНС) полуаналитического типа с коррекцией по сигналам СНС, а корректирующие сигналы вычисляются с помощью многомерного фильтра калмановского типа.
Уместно отметить, что эффективность процесса оценивания погрешностей курсового канала СИНС существенно зависит от широты расположения объекта. Это ограничивает функциональные возможности корректируемой системы.
На Фиг.3 представлена структура СИНС. В состав системы входят ГП - гироприбор (1), ТС - прибор термостабилизации (2), УМТ - усилитель мощности термостабилизации (3), ПЦ - прибор цифровой (4), ПУ - прибор управления (5), Б-41 - ЭВМ «Багет-41» (6).
x
y
z
к
к
x
y
z
Система функционирует следующим образом. Из прибора ГП в прибор ПЦ через аналого-цифровые преобразователи поступают три составляющие ускорения (W, W, W), углы качки и азимутальный угол (Θ, ψ, А), а из прибора ПЦ в гироприбор ГП подаются управляющие сигналы (Ω, Ω, Ω).
с
с
с
Коррекция СИНС осуществляется путем выработки корректирующей информации (АНД) алгоритмами ЭВМ Б-41 (6) по данным ПЦ (4) НД и приемной аппаратуры СНС, вырабатывающей информацию о координатах Ф, λ и скорости V, ПУ. Управление функционированием СИНС осуществляется по каналам «команды, сигналы».
В систему поступает следующая внешняя информация:
л
- скорость от лага V,
о
- грубый курс от гирокомпаса К,
с
с
c
- координаты φ, λ, скорость V и путевой угол (ПУ) от приемника СНС.
Система имеет два рабочих режима:
- корректируемый режим (КР),
- автономный режим (АР).
В каждом запуске системы производится калибровка системы, которая продолжается от 6 до 8 часов. Калибровка требует поступления внешних позиционных и скоростных данных. Для КР используется информация от приемника СНС и лага, а в АР - только от лага.
Описанной структуре системы соответствует способ, представляющий собой совокупность следующих приемов:
x
y
z
- измеряют три составляющих ускорения (W, W, W);
- принимают данные об углах качки (Θ, ψ) и азимутальном угле (А);
с
с
c
- принимают информацию о координатах (φ, λ), скорости (V) и путевом угле от приемника СНС;
- осуществляют начальную выставку и калибровку системы.
Процесс калибровки состоит в том, чтобы по внешним данным о координатах и скорости СНС вычислить и скорректировать ошибки и воздействия, снижающие точность функционирования СИНС. Поскольку процесс выставки и калибровки продолжается 6-8 часов, оперативная коррекция параметров ориентации изложенным способом не представляется возможной.
Анализ рассмотренных способов определения параметров ориентации объекта позволил выявить также существенное снижение точности определения азимутальной ориентации гиросистемами в высоких широтах и в условиях маневрирования объектов.
Для устранения недостатков аналогов и прототипа в части обеспечения коррекции параметров ориентации объекта предлагается новый способ.
Сущность этого способа следует из связи углов ψ, ϑ, γ с навигационными данными, полученными в процессе обсервации. Такая связь выявляется при рассмотрении выражений для проекций векторов визирования КА на оси трехгранников Mξηζ и Mxyz (Фиг.1; 2). В рассматриваемом случае эти выражения соответствуют матричной зависимости:
cx
cy
cz
где r, r, r - координаты КА в системе Mxyz;
cη
cζ
cξ
r, r, r - координаты КА в системе Mξηζ;
В - преобразующая матрица, соответствующая рассматриваемой геометрии [2].
Выражение (2) однозначно связывает информацию о координатах КА СНС с параметрами ориентации вырабатываемой на объекте гироскопической системой.
Приборные значения углов крена, дифферента и курса можно представить выражениями
а
а
a
где ψ, ϑ, γ - приборные значения углов;
ψ, ϑ, γ - истинные значения углов;
Δψ, Δϑ, Δγ - погрешности выработки углов.
а
a
a
Поскольку углы ψ, ϑ, γ и ψ, ϑ, γ отображают ориентацию истинного и приборного положения трехгранника Mxyz в горизонтной системе осей, их взаимное положение можно описать [3] матрицей направляющих косинусов для случая малого рассогласования координатных систем
где I - единичная матрица;
С учетом формулы (4) выражение (2) принимает вид
A
где В - матрица направляющих косинусов В, содержащая приборные значения углов ориентации.
а
a
a
cη
cζ
cξ
cx
cy
cz
Таким образом, получена векторно-матричная зависимость (5), однозначно отражающая связь текущих приборных значений углов ψ, ϑ, γ и информации корабельной аппаратуры СНС [r, r, r, r, r, r) со значениями погрешностей автономных измерений углов (Δψ, Δϑ, Δγ), подлежащих коррекции.
Учитывая возможность определения ориентации объекта в пространстве по сигналам двух и более КА, можно записать (5) в векторно-матричной форме в виде системы линейных уравнений для неизвестных значений погрешностей автономных средств определения углов
Дальнейшие преобразования позволяют получить расчетные формулы для неизвестных (Δψ, Δϑ, Δγ).
Преобразования уравнений (6) состоят в выполнении следующих действий.
1. Выбор соответствующих пар уравнений системы (6) для первого и второго КА относительно переменных (Δψ, Δϑ), (Δψ, Δγ), (Δϑ, Δγ).
2. Решение каждой пары полученных уравнений для неизвестных Δψ, Δϑ, Δγ.
Для азимутального канала выработки поправки получаем
Для горизонтных каналов выработки корректирующей информации расчетные формулы принимают вид
а
a
a
cη
cζ
cξ
сх
су
сz
Анализ расчетных формул поправок к параметрам ориентации позволяет определить объем необходимой для расчета информации. Эта информация включает полный набор текущих приборных значений углов ψ, υ, γ параметров ориентации объекта и значений координат двух навигационных спутников в топоцентрической (r, r, r) и cвязанной с объектом (r, r, r) системах координат (с=1,2).
В том случае, если на борту морского объекта присутствует аппаратура автономного определения углов качки и курса, а также приемная аппаратура СНС, возможность формирования расчетных формул (7-9) не вызывает сомнения. Расчет текущих значений поправок к текущим значениям параметров ориентации позволяет осуществить коррекцию гироскопических автономных систем и обеспечить решение навигационных задач. Для реализации способа:
- выбирают доступные для обсервации два разнесенных неколлинеарных навигационных спутника (КА);
-принимают данные альманаха и эфемеридной информации приемной аппаратурой объекта-потребителя;
- вычисляют геодезические (географические) координаты потребителя (φ, λ, h);
cξ
cη
cς
- вычисляют топоцентрические прямоугольные координаты (r, r, r) (с=1,2) выбранных КА;
сх
су
сz
- вычисляют прямоугольные координаты (r, r, r) двух выбранных КА в системе координат Mxyz;
- принимают данные гиросистем о текущих значениях параметров ориентации объекта;
- вычисляют поправки к текущим значениям параметров ориентации объекта по данным гиросистемы о текущих значениях параметров ориентации и данным прямоугольных координат КА в топоцентрической и связанной с объектом системах координат;
- корректируют текущие значения параметров ориентации по данным вычисления поправок.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где представлены:
Фиг.1. Геометрическая схема;
Фиг.2. Трехбазовый интерферометр;
Фиг.3. Блок схема системы прототипа;
Фиг.4. Блок схема системы, реализующей предлагаемый способ коррекции;
Фиг.5. Графики погрешностей выработки поправок курсоуказания.
Возможность решения задачи коррекции предлагаемым способом позволяет представить структуру интегрированной системы на базе инерциальной системы-прототипа и элементов реализации способа в следующем виде (Фиг.4).
Эта корректируемая система инерциальной навигации и стабилизации содержит гиростабилизированную платформу (1) в трехосном кардановом подвесе с датчиками углов, на которой установлены три двухстепенных интегрирующих гироскопа и три линейных акселерометра. Система также содержит прибор цифровой (4), реализующий алгоритм функционирования инерциальной системы, а также штатный блок коррекции (6). При этом выходы датчиков углов поворота колец карданова подвеса и выхода аксельрометров соединены с входами прибора цифрового, один из выходов которого соединен с входом гиростабилизированной платформы, а другой соединен с блоком коррекции, выход соединяется с прибором цифровым и блоком спутниковой коррекции (8). Выход блока спутниковой коррекции соединен с входами блока коррекции (6) и прибора цифрового (4).
Управление системой осуществляется с пульта (5), обеспечивающего формирование сигналов управления через переключатели ПК в положение II.
Структура корректируемой системы сохраняет основные функциональные элементы и связи системы-прототипа и представляет новый элемент - блок спутниковой коррекции (БСК)(8), связывающий приемную аппаратуру СНС и СИНС.
cη
cζ
cξ
c
c
Взаимодействие блока спутниковой коррекции (8) с элементами СИНС осуществляется в корректируемом режиме (КР) по сигналу от приемной аппаратуры СНС, означающем наличие корректирующей информации. Спутниковая аппаратура вырабатывает информацию о текущих значениях координат места объекта, r, r, r, на входы блока коррекции (6) поступают навигационные данные (НД) и спутниковая информация φ, λ, . Алгоритмы блока (6) вырабатывают оценки погрешностей (дНД I) со скоростью, доступной алгоритмам калмановской фильтрации.
Δ
При работе блока (8) осуществляется выработка поправок к автономным значениям параметров ориентации. Сущность процесса выработки поправок состоит в формировании и вычислениях расчетных формул, которые осуществляются в реальном масштабе времени. Текущие значения поправок НД II поступают через переключатель (ПК)в цифровой блок (4), где происходит коррекция автономных измерений углов ориентации.
Для оценки возможностей рассматриваемого способа проведено математическое моделирование процесса коррекции курса. При этом использована математическая модель СНС ГЛОНАСС в ограниченном составе орбитальной группировки.
На поверхности Земли в плоскости меридиана определены 8 контрольных точек, в которых решается задача определения поправки курсоуказания. В контрольных точках приемная аппаратура принимает сигналы СНС, вырабатывает данные о координатах видимых навигационных спутников и осуществляет выбор спутников. После выбора пары спутников, пригодных для определения ориентации, и приема автономной измерительной информации вычисляются текущие значения поправки курсоуказания.
Результаты моделирования приведены в Таблицах 1 и 2 и представлены в виде графиков на Фиг.5.
Таблица 1 содержит численные значения погрешности определения курса (Δψ=угл. мин) в диапазоне широт (0-80°) на интервале времени (t=50 сек) с шагом Δt=10 сек. Процесс коррекции осуществляется по сигналам двух навигационных спутников, номера которых приведены в таблице. Результаты коррекции представлены численными значениями погрешности определения поправки курса (Δψ угл. мин) с шагом 10 сек.
Таблица 1. Результаты моделирования процесса выработки поправки Δψ.
t, сек
Широта, град
Δψ, мин
Ψ, мин
№ КА1
№ КА2
00
0
-3.027
34.377
3
24
10
0
-3.02
34.377
3
24
t, сек
Широта, град
Δψ, мин
Ψ, мин
№ КА1
№ КА2
20
0
-3.013
34.377
3
24
30
0
-3.006
34.377
3
24
40
0
-2.998
34.377
3
24
50
0
-2.991
34.377
3
24
00
10
0.034
34.377
3
22
10
10
0.033
34.377
3
22
20
10
0.032
34.377
3
22
30
10
0.031
34.377
3
22
40
10
0.031
34.377
3
22
50
10
0.030
34.377
3
22
00
20
-0.117
34.377
3
22
10
20
-0.118
34.377
3
22
20
20
-0.119
34.377
3
22
30
20
-0.119
34.377
3
22
40
20
-0.12
34.377
3
22
50
20
-0.12
34.377
3
22
00
30
-0.232
34.377
3
22
10
30
-0.232
34.377
3
22
20
30
-0.233
34.377
3
22
30
30
-0.233
34.377
3
22
40
30
-0.234
34.377
3
22
50
30
-0.234
34.377
3
22
00
40
-1.192
34.377
3
20
10
40
-1.188
34.377
3
20
20
40
-1.184
34.377
3
20
30
40
-1.18
34.377
3
20
40
40
-1.176
34.377
3
20
50
40
-1.172
34.377
3
20
00
50
0.396
34.377
1
20
10
50
0.394
34.377
1
20
20
50
0.393
34.377
1
20
30
50
0.392
34.377
1
20
40
50
0.390
34.377
1
20
50
50
0.389
34.377
1
20
00
60
-0.044
34.377
4
22
10
60
-0.043
34.377
4
22
20
60
-0.042
34.377
4
22
30
60
-0.041
34.377
4
22
40
60
-0.04
34.377
4
22
50
60
-0.039
34.377
4
22
00
70
-0.165
34.377
4
21
10
70
-0.164
34.377
4
21
20
70
-0.164
34.377
4
21
30
70
-0.163
34.377
4
21
40
70
-0.163
34.377
4
21
50
70
-0.162
34.377
4
21
00
80
-0.266
34.377
4
21
10
80
-0.265
34.377
4
21
20
80
-0.265
34.377
4
21
t, с
Широта, град
Δψ, мин
Ψ, мин
№ КА1
№ КА2
30
80
-0.264
34.377
4
21
40
80
-0.264
34.377
4
21
50
80
-0.263
34.377
4
21
На Фиг.5 представлены графики погрешности выработки поправок курсоуказания Δψ в зависимости от широты места объекта и номера используемых навигационных спутников.
Характер изменения графиков погрешностей свидетельствует о высокой точности выработки поправок курса по данным СНС. Во всем диапазоне изменения широты объекта (φ=0-80°) погрешность Δψ не превышает - 3÷+4 угловых минут. Полностью отсутствует зависимость точности от широты места объекта. В то же время очевидна связь погрешности и взаимного расположения навигационных спутников и объекта. Решение задачи осуществляется в реальном масштабе времени.
В таблице 2 представлены результаты моделирования влияния погрешности начальной выставки гироскопической системы на точность выработки поправки курса.
Из таблицы 2 следует возможность повышения точности определения поправок ориентации в широком диапазоне погрешностей гироскопической системы.
Помимо выработки поправки курса подобным образом осуществляется по формулам (8), (9) выработка поправок к углам горизонтальной ориентации.
По результатам проведенных исследований можно сделать вывод о высокой эффективности предложенного способа коррекции параметров ориентации объекта. В результате реализации предлагаемого способа достигаются следующие преимущества:
- обеспечивается непрерывная коррекция углов ориентации объекта вырабатываемых гиросистемой;
- коррекция осуществляется в реальном времени функционирования системы;
- коррекция обеспечивается в любом районе мирового океана с точностью, не зависимой от широты места объекта;
- надежность функционирования и высокая точность навигационных определений обеспечивается строгим контролем текущего состояния всех элементов СНС.
Таблица 2. Результаты моделирования процесса выработки поправки.
t, с
φ, град.
Ψ1, мин
δΨ1, мин
ΔΨ1, мин
Ψ2, мин
δΨ2, мин
ΔΨ2, мин
Ψ3, мин
δΨ3, мин
ΔΨ3, мин
Ψ4, мин
δΨ4, мин
ΔΨ4, мин
№КА
1
2
4800
0
0
0
0
17.189
17.963
-0.775
34.377
37.404
-3.027
68.755
80.334
-11.579
3
24
4810
0
0
0
0
17.189
17.961
-0.773
34.377
37.397
-3.02
68.755
80.311
-11.556
3
24
4820
0
0
0
0
17.189
17.959
-0.771
34.377
37.39
-3.013
68.755
80.287
-11.532
3
24
4800
10
0
0
0
17.189
17.181
0.008
34.377
34.344
0.034
68.755
68.592
0.163
3
22
4810
10
0
0
0
17.189
17.181
0.007
34.377
34.344
0.033
68.755
68.595
0.16
3
22
4820
10
0
0
0
17.189
17.182
0.007
34.377
34.345
0.032
68.755
68.599
0.156
3
22
4800
20
0
0
0
17.189
17.218
-0.03
34.377
34.495
-0.117
68.755
69.214
-0.459
3
22
4810
20
0
0
0
17.189
17.219
-0.03
34.377
34.495
-0.118
68.755
69.216
-0.461
3
22
4820
20
0
0
0
17.189
17.219
-0.03
34.377
34.496
-0.119
68.755
69.218
-0.463
3
22
4800
30
0
0
0
17.189
17.247
-0.058
34.377
34.61
-0.232
68.755
69.68
-0.925
3
22
4810
30
0
0
0
17.189
17.247
-0.058
34.377
34.61
-0.232
68.755
69.682
-0.927
3
22
4820
30
0
0
0
17.189
17.247
-0.058
34.377
34.61
-0.233
68.755
69.683
-0.928
3
22
4800
40
0
0
0
17.189
17.485
-0.296
34.377
35.569
-1.192
68.755
73.59
-4.835
3
20
4810
40
0
0
0
17.189
17.484
-0.295
34.377
35.565
-1.188
68.755
73.574
-4.819
3
20
4820
40
0
0
0
17.189
17.483
-0.294
34.377
35.561
-1.184
68.755
73.558
-4.803
3
20
4800
50
0
0
0
17.189
16.241
0.948
34.377
30.42
3.958
68.755
51.444
17.311
1
20
4810
50
0
0
0
17.189
16.244
0.945
34.377
30.433
3.944
68.755
51.505
17.25
1
20
4820
50
0
0
0
17.189
16.247
0.942
34.377
30.447
3.93
68.755
51.565
17.189
1
20
4800
60
0
0
0
17.189
17.200
-0.011
34.377
34.421
-0.044
68.755
68.912
-0.157
4
22
4810
60
0
0
0
17.189
17.200
-0.011
34.377
34.42
-0.043
68.755
68.908
-0.153
4
22
4820
60
0
0
0
17.189
17.200
-0.011
34.377
34.419
-0.042
68.755
68.904
-0.149
4
22
4800
70
0
0
0
17.189
17.230
-0.041
34.377
34.542
-0.165
68.755
69.407
-0.652
4
21
4810
70
0
0
0
17.189
17.230
-0.041
34.377
34.542
-0.164
68.755
69.405
-0.65
4
21
4820
70
0
0
0
17.189
17.230
-0.041
34.377
34.541
-0.164
68.755
69.403
-0.648
4
21
4800
80
0
0
0
17.189
17.255
-0.066
34377
34.643
-0.266
68.755
69.816
-1.061
4
21
4810
80
0
0
0
17.189
17.255
-0.066
34377
34.643
-0.265
68.755
69.814
-1.059
4
21
ЛИТЕРАТУРА
1. Андреев А.А., Кокорин В.И. и др. Результаты высокоширотных испытаний современных российских морских компасов. Труды международной конференции по интегрированным навигационным системам- СПб.: ЦНИИ «Электроприбор», 2004. с.137-139.
2. Ривкин С.С.Статистический синтез гироскопических устройств. - Л.: Судостроение, 1970.
3. Броксмейер Ч.Ф. Системы инерциальной навигации. - Л.: Судостроение, 1967.
4. Резниченко В.И. Гирокомпас с внешней коррекцией. - М.: Официальный бюллетень изобретений №19, 1996.
5. Пешехонов В.Г. и др. Единая система инерциальной навигации и стабилизации «Ладога-М». Морская радиоэлектроника №1(4), 2003. с.26-30.