УСТРОЙСТВО КОРРЕКЦИИ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ ПО ПОКАЗАНИЯМ СПУТНИКОВОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ

Предполагаемое изобретение относится к области навигации подвижных объектов и , в частности, к системам навигации летательных аппаратов и морских судов.
1.В настоящее время известны различные навигационные приборы и системы, обладающие высокой точностью и обеспечивающие повышение эффективности и безопасности подвижных объектов (см. Бородин В.Т.
и Рыльский Г.Н. Пилотажные комплексы и системы управления самолетов и вертолетов, М., Машиностроение, 1978, с.87-89).
2.Наиболее близким к заявляемому техническому решению - устройству коррекции инерциальной навигационной системы по показаниям спут никовой навигационной системы является устройство, которое используется в комплексе радиоинерциальной спутниковой системы NAUSTAR для летательного аппарата.
Структурная схема зтого устройства представлена в ж. Радиоэлектроника за рубежом, 1989, N 1, с.68, рис.5.
Известное устройство содержит блок инерциальных датчиков, приемник спутниковой навигационной системы, блок управления приемником, вычислитель и навигационный фильтр.
Такое устройство решает задачу определения координат подвижного объекта путем интегрирования ускорений, измеренных инерциальными датчиками. Оценка погрешностей инерциальной навигационной системы в данном устройстве производится путем сравнения ее выходных сигналов по трем координатам места и трем составляющим вектора линейной скорости с аналогичными выходными сигналами приемника спутниковой навигационной системы и далее построения оптимального фильтра Калмана для системы линейных дифференциальных уравнений с переменными коэффициентами, которые описывают возмущенное движение инерциальной навигационной системы. Для построения фильтра Калмана необходимо знание погрешностей инерциальных измерителей и возмущений, действующих на них. Реализация фильтра Калмана требует большой загрузки бортовой цифровой вычислительной системы при значительном числе оцениваемых параметров и связана с опасностью расхождения вычислительного процесса, что часто встречается на практике. Указанные особенности обуславливают недостаточную точность и надежность навигационного фильтра и приводят к необходимости его индивидуальной настройки.
3. В основу заявляемого в качестве изобретения устройства коррекции инерциальной навигационной системы по показателям спутниковой навигационной системы положена задача принципиального упрощения навигационного фильтра с одновременным повышением точности дискретной оценки ошибок в выходных сигналах инерциальной навигационной системы и параметров ее систематических и-нструментаЛьных; погрешностей.,,.
Принципиальное упрощение навигационного фильтра основывается на том, что в фильтре реализуются не дифференциальные уравнения, описывающие возмущенное движение инерциальной навигационной сиетемы, а общее решение этих дифференциальных уравнений, что позволяет для оценки параметров инерциальной навигационной системы использовать не динамическую фильтрацию Калмана, а алгебраические методы оценки параметров, в том числе, метод наименьших квадратов применительно к системе линейных алгебраических уравнений, определяющих указанное общее решение.
Для задачи оценки параметров в системе алгебраических уравнений понятие фильтрация не используется. Поэтому вместо термина навигационный фильтр нише будет использоваться термин устройство оценки параметров и коррекции инерциальной навигационной системы или более короткий термин устройство коррекции инерциальной навигационной системы.
Из-за принципиального упрощения процесса оценивания параметров в алгебраическом устройстве коррекции по сравнению с динамическим фильтром Калмана можно значительно увеличить число одновременно оцениваемых параметров, поднять точность оценивания параметров и уменьшить интервал времени оценивания. Кроме того, конкретизируется вопрос об устойчивости и, следовательно, надежности вычислительного процесса, который сводится к исследованию вопроса о неравенстве нулю определителя, составленного из коэффициентов алгебраических уравнений при оцениваемых параметрах.
Оцениваемые в предлагаемом устройстве коррекции параметры можно подразделить на три группы:
1)медленно изменяющиеся отклонения в выходных сигналах бортового спутникового приемника и инерциальной навигационной системы
по трем координатам места и трем составляющим вектора линейной скорости подвижного объекта;
2)медленно изменяющиеся ошибки инерциальной навигационной системы по трем углам пространственной ориентации корпуса подвижного объекта;
93€)
-
3) параметры систематических инструментальных погрешностей навигационной системы, в частности, постоянные составляющие уходов ее гироскопов.
Первую группу шести параметров предполагается дискретно вводить в качестве корректур в выходные сигМй/1ы инерциальной навигационной системы по трем координатам места и трем составляющим вектора скорости. В момент времени ввода корректур перечисленные сигналы будут совпадать с соответствующими выходными сигналами спутниковой навигационной системы. С течением времени рассматриваемые сигналы начнут расходиться, потому что в инерциальной навигационной системе существуют ошибки по трем углам ориентции и инструментальные ошибки, например, уходы гироскопов.
Вторую группу трех параметров предполагается дискретно оценивать в устройстве коррекции. Полученные три корректуры в платформенной инерциальной навигационной системе используются для малого разворота на три угла гироплатформы, а в бесплатформенной системе для введения новых начальных условий в цифровые каналы выработки трех углов ориентации.
Постоянные составляющие уходов гироскопов, которые входят в третью группу параметров и которые оцениваются в устройстве коррекции, предлагается вводить на датчики моментов гироскопов платформенной системы или учитывать в цифровых каналах выработки трех углов ориентации в бесплатформенной системе.
4. Существо предлагаемого изобретения может быть понято из предлагаемого чертежа (фиг.1), где устройство коррекции в целом изображено пунктирным прямоугольником и введены следующие обозначения блоков: ИНС - инерциальная навигационная система (блок 1); БС - блок сравнения (блок 2); СНС - спутниковая навигационная система (блок 3), включающая приемник и блок управления приемником; БП - блок памяти (блок 4); БУП - блок оценки угловых погрешностей (блок 5); БОУГ - блок оценки уходов гироскопов (блок б); КВБ - командно-временной блок (блок 7).
Новые блоки 4,5,6,7 в совокупности составляют предлагаемое yiтройство оценки параметров и коррекции инерциальной навигационной истемы по показаниям спутниковой навигационной системы.
Из представленного чертежа видно, что предлагаемое устройств, в целом имеет два входа:
1)выход блока 1 связан с первым входом блока 4 и по этой ев зи поступают дискретные значения сигналов по трем координатам места л ,/ и трем составляющим вектора абсолютной линейной скорости),, Уи
2)выход блока 2 связан со вторым входом блока 4 и по этой с:1Язи поступают дискретные значения отклонений   4;,   в сигнала/инерциальной и спутниковой навигационных систем по мести величинамX/,;, , V ;
и четыре выхода:
1)первый выход блока 4 связан с первым входом блока 1 и по
этой СВЯЗИ поступают дискретные значения корректур4:г; Д; Л, по шести величинамО ;V, У 7
2)выход блока 5 связан со вторым входом блока 1 и по этой i язи
поступают дискретные значения корректур лК f , А г по трем углам ориентации подвижного объекта-, ,  ; 3) выход блока 6 связан с третьим
/ Э,3  S - А л л  Л Л
гЛ /V . х о входом блока 1 и по этой с язи
4) выход блока 7 связан с четвертым входом блока 1 и третьим входом блока 2 и по этой связи поступают команды Д в дискретные моменты времени t, { / Л,.Д, в которые непрерывные выходные сигналы блоков 1 и 2 подключаются к входам блока 4,
Сущность нового технического решения устройства коррекции инерциальной навигационной системы по показаниям спутниковой навигационной системы состоит в том, что в комплексную систему, содержащую инерциальную навигационную систему, спутниковую навигационную систему и блок сравнения их сигналов по трем координатам места и трем составляющим вектора линейной скорости, согласно изобретению включаются последовательно соединенные блок памяти, блок оценки угловых погрешностей и блок оценки уходов гироскопов, а также командно-временной блок, при этом, первый и второй входы блока памяти связаны соответственно с выходами блока инерциальной навигационной системы и блока сравнения, а первый и второй выходы блока памяти связаны соответственно с первым входом блока инерциальной навигационной системы.и со входом блока оценки угловых погрешностей, выход блока оценки угловых погрешностей связан со вторым входом блока инерциальной навигационной системы и с первым выходом блока оценки уходов гироскопов, выход блока оценки уходов гироскопов связан с третьим входом инерциальной навигационной системы, выход командно-временного блока связаны с четвертым входом инерциальной навигационной системы и третьим входом блока сравнения и вторым входом блоков оценки угловых параметров и уходов гироскопов.
Изобретение поясняется описанием примера его осуществления и прилагаемой схемой (фиг.1).
5 3(ЗВ
-хГПлатформенная ИНС 1 включает в свой состав центральный гироскопический прибор и вычислитель. Центральный гироскопический прибор включает в свой состав гироплатформу, подвешенную в трехосном или четырехосном кардановом подвесе. На гироплатформе установлены три акселерометра и три гироскопа. В вычислителе сигналы каждого акселерометра дважды интегрируются и реализуются дифференциальные уравнения инерциальной навигации. Выходными сигналами вычислителя являются текущие значения трех координат места и трех составляющих вектора линейной скорости подвижного объекта. С датчиков, установленных на трех осях карданова кольца гироплатформы. снимаются сигналы, представляющие собой три угла ориентации корпуса подвижного объекта по отношению к гироплатформе.
Бесплатформенная ИНС 1 включает в свой состав блок инерциальных датчиков и вычислитель. В блок инерциальных датчиков входят три аксерометра и три датчика угловой скорости, которые устанавливаются на корпусе подвижного объекта. Текущие значения трех составляющих вектора абсолютной угловой скорости вращения в пространстве корпуса подвижного объекта, которые измеряются тремя датчиками угловой скорости, один раз интегрируются в вычислителе и реализуются дифференциальные уравнения угловой ориентации. В результате с учетом трех начальных значений вырабатываются текущие значения трех углов ориентации подвижного объекта. Далее сигналы трех акселерометров перепроектируются на неподвижные (малоподвижные) оси, полученные сигналы дважды интегрируются и реализуются дифференциальные уравнения инерциальной навигации, так что выходными сигналами вычислителя являются текущие значения трех координат места и трех составляющих вектора линейной скорости подвижного объекта.
0  - Из-за ошибок начальной выставки (ошибок введения начальных условий) платформенной или бесплатформенной ИНС , в том числе, основных ошибок начальной выставки ИНС по трем углам ориентации и текущих инструментальных погрешностей акселеро4 етров и гироскопов ИНС, в том числе, основных инструментальных погрешностей - постоянных составляющих уходов гироскопов, текущие ошибки в выходных сигналах ИНС по трем координатам места и трем составляющим вектора линейной скорости возрастают (накапливаются) с течением времени.
Спутниковая навигационная сист.€ма 3 состоит из антенны, приемника, блока управления приемником.
йнтенна жестко установлена на корпусе подвижного объекта и может принимать радиосигналы излучаемые из верхней полусферы исскуственными спутниками Земли (ИСЗ) космических навигационных систем ГЛОНАСС (Россия) и NAUSTAR (США). При полном развертывании этих систем (1995 год) из каждой точки поверхности Земли и околоземного пространства одновременно в прямой видимости будут находиться не менее четырех ИСЗ (всего 8 ИСЗ). В период 1992 - 1995 годы и. вероятно, в последующем отечественные и зарубежные фирмы будут разрабатывать и поставлять бортовые спутниковые навигационные системы подвижных объектов, которые будут работать как по ИСЗ системы ГЛОНАСС. так по ИСЗ системы NAUSTAR с тем. чтобы практически отовсюду можно было вести работу одновременно по четырем ИСЗ
Приемник может быть одноканальным и многоканальным (четырех-, пяти-, шести-канальным). первый работает последовательно, второй работает параллельно по находящимся в прямой видимости ИСЗ. Одноканальный приемник включает в свой состав канал измерения текущей дальности подвижный объект - у-ый ИСЗ. канал измерения первой производной дальности по времени (канал измерения допплеровского сдвига частоты), канал определения корректуры по времени к низко,у дЗ)в
- гточному бортовому измерителю времени (кварцевому генератору опорной частоты) и канал односторонней связи с -го ИСЗ на подвижный объект, по которому передаются текущие значения отклонений (эфемерид) действительного движения (/-го ИЗС от его программного движения по опорной траектории, заданной альманах по трем координатам места и трем составляющим вектора скоростиКа огс  ,
Каналы измерения дальности и допплеровского сдвига состоят из последовательно соединенных блоков: усилителя высокой частоты, первого смесителя, усилителя промежуточной частоты, второго смесителя, блока выделения дальности (или допплеровского сдвига частоты) коррелятора и аналого-цифрового преобразователя, управляющего процессора. Управляющий вход коррелятора и управляющие входы двух смесителей соединены с выходом генератора опорной частоты. Первый выход приемника через фазовый детектор соединен с входом второго смесителя
На подвижных объектах, на которых антенна далеко отстоит от центра масс и, следовательно, имеет значительную составляющую вектора линейной скорости точки установки антенны, зависящую от углов качек и рыскания, вместо одной цепи трех блоков: блока выделения допплеровского сдвига частоты, коррелятора и аналого-цифрового преобразователя, - применяется П параллельных цепей этих блоков, причем, каждая цепь работает в своем поддиапазоне, на который разбит общий диапазон возможного изменения измеряемого допплеровского сдвига частоты.
С использованием текущих значений
-измеренных до трех ИСЗ дальностей,
-оприорно известных текущих координат места каждого из трех ИСЗ, движущихся по программным орбитам в соответствии с альманахом
/д/
- /а пришедших на подвижный объект по каналам связи эфемерид. в вычислителе определяется три координаты места подвижного объекта.
Аналогично определяются три составляющие вектора линейной скорости подвижного объекта.
В случае измерения дальности и производной дальности (допплеровского сдвига частоты) по четвертому ИСЗ могут быть определены поправка и введена корректура к сигналу бортового измерителя времени (кварцевому генератору опорной частоты).
Блок управления приемником включает альманах движения всех ИСЗ косимческих навигационных систем ГЛОНЙССи NfiUSTfiR, а также блок выработки олорных значений дальностей и производных по времени дальностей подвижный объект - ,|-ый ИСЗ. Последние величины поступают из блока управления приемником в каналы измерения дальности и первой производной дальности спутникового приемника непрерывного измерения ИНС (блок 1), с одной стороны, и СНС (блок 3) с другой стороны, три координаты места и три составляющие вектора линейной скорости подвижного объекта поступают в БС (блок 2), в котором определяются разности (отклонения) между соответствующими величинами.
КВБ (блок 7) в заранее заданные моменты времени
4 ,и,,.,,1С)(1)
вырабатывает команды Л , которые поступают на четвертый, вход ИНС (блок 1) и третий вход БС (блок 2) (см. схему фиг.1). В зти моменты времени выходные сигналы ИНС (блок 1)
a;ftj,jfe), г&), ), f;,j, ,..,,к) (2)
подключаются к первому входу БП, а выходные сигналы БС (блок 2)
уЦк). /(W, ;(il,,a(Ut/( (f--,X,.-,-K). (3)
-ir- /
поступают на первый вход ИНС (блок 1).
Со второго выхода БП (блок 4) сигналы (2). (3) поступают на вход БОУП (блок 5) (фиг.1).
В БОУП (блок 5) дискретно в моменты времени (1) решается следующая система шести линейных ал1ебраических уравнений / / /о i:M{i.)--Alik l ii; -(i
J м({к)-аШ Ы-г&-г)tf/(Uft/r-fJ -i &f J- iiK t i H -t.-l
/j а, -Щи, jfe- yft-c-yj  щш  &i,)fir-/r-;)j
f/. Ifr ад  - «М Yi М i- I9fc) И (.
s A/ ft -jffc) liy t- A/fe).Kj(t,)
. лу, ft)  - if (iKJ kj (t,.;)} j ifeivi (Я,
которая связывает между собой три неизвестные ошибки по углам ориентации
4гад, ),  (ы,г,...,х) (6)
Если отдельно рассмотреть подсистему первых трех уравнений в системе (§), то нетрудно заметить, что определитель коэффициентов при трех неизвестных (б) тождественно равен нулю, а именно:
L4l- ftHUvj(i,,)(i,.y -I(,) ,,)(t,.i,.,ll о
4к1-х(и tv ijfe-ihj (,4|
(W-rfe.,Vty(ik-Q Если в системе фициентов но:
.,y(frfJ отдельно рассмотреть подсистему последних трех уравнений С5), то также нетрудно заметить, что определитель коэфпри трех неизвестных Сб) толдественно равен нули, а именДва математических условия (), (8) означают, что в системе шести уравнений (5) независимыми являются только четыре уравнения. В качестве независимых будем рассматривать подсистему трех А
, 53( - tr- /5 Г5. -xi) ш ft-i) fei -  -)  - й , Mjfc)()) 3, W, и,) .) з М i ) М 9) и дополнительно четвертое уравнение 4x((H4)Hw-ji.) у(-у}д4) (10) Если не рассматривать исключительные случаи, то определитель при трех неизвестных (6) в подсистеме трех линейных алгебраических уравнений (9) не равен нулю , м г  /  // / П О -((iHVvx(M(.-fr4l V).)( .- О -viL,   И .(i ))N Эта подсистема уравнений может быть разрешена относительно трех неизвестных (6). Следует заметить, что, если ось (/а приблизительно  направлена по направлению движения объекта и составляющая скорости движения объекта i(v-)IB момент времени 1.;., близка к модулю скорости объекта. „ i i // . Ц«K(q 7i..)  г/.-,)   а.. , (12) то приближенно можно считать, что из пторого уравнения системы (9) определяется неизвестная ) , из г/ ет в/ауравнения - неизвестная , из p, уравнения - неизвестнаяМНетвертое уравнение (10) должно рассматриваться как проверочное уравнение, в которое должны v
Нетрудно упрощенно найти выражения погрешностей определения неизвестных (б).
гиу, Tb(u. 4УЦ, (13)
которые приближенно имелт следующий вид: .г ,,/. л
М «Ф
-%М )-xff..,.)(-//c-U
(щ - L,u.}L.li ш,4.
-(ti)K ff/r-,}WK-V))
,  , J&ljс,5)
- погрешности определения отклонений
)/ ) , J(K)(16)
в блоке сравнения 2 (рис.1).
Чем меньше первые две погрешности (5) и чем больше абсолютная продольная скорость подвижного объекта Ик)  тем меньше первые две погрешности (13). Аналогично, чем меньше последняя погрешность (15) и чем больше величина
)f-,)(|c--(r-.),(17)
связанная с боковым движением объекта, тем меньше последняя погрешность (13).
Вычисленные в БОУП (блок 5) значения трех неизвестных (6) могут трактоваться как оценки ошибок по трем углам ориентации в момент времени Т ,
&КЦ,, , Л/(У,(18)
которое в соответствии со схемой фиг.1 должны вводиться на второй вход ИНС (блок 1) и на вход БОНГ (блок 6).
.. 9Ш) -  tb
Отметим, что работа рассматриваемого Б09П в течение длительного интервала времени можбТ СТрОИться не только на базе последовательного решения систем дискретных линейных алгебраических уравнений (9), (10), но и на базе непрерывного решения систем, линейных алгебраических уравнений специального вида. В последнем случае на вход БОУП (блок 5) вместо дискретных сигналов (2), (3) должны подаваться соответствующие непрерывные сигналы; вместо системы шести дискретных уравнений (5) должна быть записана соответствующая система шести непрерывных уравнений; каждое из шести указанных уравнений должны решаться на основе метода наименьших квадратов путем составления вспомогательных систем нормальных уравнений; полученные различными путями оценки трех ошибок по углам ориентации (6) должны сопоставляться между собой и вырабатываться наиболее вероятные значения оценок.
Однако, указанные усложнения БОУК не приводят к сколько-нибудь существенному увеличению точности оценивания ошибок по трем углам ориентации (6) и поэтому не предлагаются в качестве предмета изобретения.
Выходные сигналы БОУП (блок 5) в соответствии со схемой рис. поступают на второй вход ИНС (блок 1) и на вход БОУГ (блок б).
В БОУГ (блок б) дискретно в моменты времени 4 ( (.v../-vonp6ft6 ляются ошибки по уходам гироскопов
(xW , .) ,  ( (13)
С использованием следующих формул в. , ф  Г
.Шф , A.l)4 tK-Vf  --TV:-/
Из анализа этих формул видно, что ошибки по уходам получаются путем деления прирйщений по ошибкам углов ориентации на интервал
времени
У - /
K| т(21)
на границах которого были измерены рассматриваемые ошибки углов ориентации.
После определения ошибок (13) по формулам (20) они могут трактоваться как оценки этих ошибок
, ДД(к), ) (),,,., , (22) которые должны вводиться на третий вход ИНС (рис.Д.
Обычно интервал времени выбирается значительно меньшим, чем два характерных для любой ИНС периода собственных колебаний данной динамической системы: 1) период Шулера ( 7 84,4 минуты времени), 2) период суточного вращения Земли (  24 часа  1440 минут времени). Если ИНС непрерывно работает в течение интервала времени, который соизмерим с указанными двумя периодами собственных колебаний, то необходимо к рассмотренной выше задаче определения ошибок по уходам гироскопов на коротком интервале времени решать задачу определения ошибок по уходам гироскопов в течение длительного интервала времени.
Для этого в блоке памяти необходимо, во-первых, хранить весь массив полученных дискретных значений ошибок по уходам гироскопов (19), во-вторых, представить текущее значение каждой ошибки ухода в виде суммы ряда систематических составляющих и одной случайной составляющей
6.
0.6,. Ly,3 дfr) (W.,K; й/J
I n -i ujI  C.J }
- кГв гироскопии принято в качестве рассматриваемого ряда принимать квадратичную форму относительно трех проекций вектора кажущегося ускорения или для медленно движущихся объектов квадратичную форму относительно трех проекций вектора силы тяжести. Так как указанные величины непрерывно измеряются ИНС (блок 1), то в БОНГСблок б) может быть реализована система уравнений
. с,. , j4),)
Г-    &,f; AT-/,), 24)
С использованием которых могут быть получены оценки
(,д,1; 6.i,-2,...,e) с25)
Jо
неизвестных параметров
С (,f  «-/Д....й)
у   J    / (26)
JV/ в выражении (22) и далее осуществлена корректировка уходов гироскопов ИНС (блок 1) на длительном интервале времени.
Из приведенного выше описания устройства и работы блоков структурной схемы, изображенной на фиг.1 вытекает, что предполагаемое устройство оценки ошибок ИНС по трем углам ориентации и трем постоянным составляющим уходов гироскопов и коррекции с учетом полученных оценок выходных сигналов инерциальной навигационной системы по трем координатам места, трем составляющим вектора линейной скорости и трем углам ориентации в пространстве корпуса подвижного объекта, является с одной стороны существенно более простым, чем динамический фильтр Калмана, с другой стороны, позволяет производить
X /
- i/0 оценивание указанных шести параметров и коррекцию инерциальной навигационной системы по показаниям спутниковой навигационной системы с требуемой высокой технической точностью.
В настоящее время закончены теоретические исследования и моделирование рассматриваемого устройства и начата разработка его макета. От авторов: От заявителя: Генеральный дирректор
-t/С.Й.БАБУИКИН ТНГГарбузов