СПОСОБ КОМПЕНСАЦИИ ПОГРЕШНОСТЕЙ ИНФОРМАЦИОННОГО КОМПЛЕКСА НАВИГАЦИИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD FOR COMPENSATING ERRORS OF NAVIGATION INFORMATION COMPLEX AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION

Изобретение относится к области навигационных измерений и может быть использовано для определения координат местоположения подвижного объекта, например летательного аппарата (ЛА).
Известен способ автономной компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных 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, уточнение закона управления инерциального измерительного блока путем дополнительной корректировки его параметров на основании функциональной зависимости от длительности полета ЛА [1].
Известно устройство, 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 интерфейсов, 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, блок-задатчик времени полета летательного аппарата, блок уточнения параметров закона управления, блок суммирования [1].
Недостатком известных способа и устройства является нарастание ошибок инерциальной навигационной системы обусловленных ошибками масштабного коэффициента гироскопа, ось чувствительности которого совпадает с осью вращения механизма вращения, и необходимостью в начале полета летательного аппарата осуществляется уточнение закона управления инерциального измерительного блока путем дополнительной корректировки его параметров на основании функциональной зависимости от длительности полета ЛА, что приводит к снижению потенциальной точности инерциальной навигационной системы.
Наиболее близкими к изобретению являются способ автономной компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных 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, учете статистических характеристик погрешностей акселерометров при определении параметров закона вращения инерциального измерительного блока. А также устройство, 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 интерфейсов, 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, блок-задатчик погрешностей акселерометров, блок определения закона управления [2].
Недостатком известных способа и устройства является нарастание ошибок инерциальной навигационной системы обусловленных ошибками масштабного коэффициента гироскопа, ось чувствительности которого совпадает с осью вращения механизма вращения, пропорционально квадрату времени функционирования, что приводит к зависимости закона управления инерциальным измерительным блоком от времени полета летательного аппарата.
Технической задачей изобретения является повышение точности определения пилотажных и навигационных параметров полета летательного аппарата за счет измерения угловой скорости летательного аппарата дополнительным гироскопом, сигнал с которого поступает в цифровой микропроцессор для вычисления углов ориентации летательного аппарата и его координат. Дополнительный гироскоп не учувствует во вращении инерциального измерительного блока и не имеет погрешности, обусловленной ошибкой масштабного коэффициента из-за дополнительного вращательного движения.
Технический результат изобретения достигается тем, что в способе автономной компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, заключающийся во вращении инерциального измерительного блока, состоящего из блока акселерометров и блока лазерных гироскопов и закрепленного на механизме вращения, получении информации об угловой скорости и ускорении летательного аппарата в блоках лазерных гироскопов и акселерометров, передаче данных об угловой скорости и ускорении летательного аппарата в цифровой микропроцессор, в котором вычисляются углы ориентации летательного аппарата и его координаты, уточнении закона управления инерциальным измерительным блоком с учетом статистических характеристик дрейфа гироскопов и погрешностей акселерометров, осуществляется измерение угловой скорости летательного аппарата дополнительным гироскопом, сигнал с которого поступает в цифровой микропроцессор для вычисления углов ориентации летательного аппарата и его координат, уточнение закона управления инерциальным измерительным блоком дополнительно осуществляется на основании информации, выдаваемой блоком-задатчиком дрейфа гироскопов и блоком-задатчиком определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов, сигнала с которых поступают в блок определения закона управления для вычисле-ния величины необходимой угловой скорости инерциального измерительного блока.
В устройство для осуществления способа автономной 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, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, шину навигационной информации, блок-задатчик погрешностей акселерометров, блок определения закона управления, дополнительно используется, блок-задатчик дрейфа гироскопов, блок-задатчик перекоса осей чувствительности гироскопов, дополнительный гироскоп, при этом ось чувствительности дополнительного гироскопа сосна оси вращения механизма вращения, выход дополнительного гироскопа соединен с входом блока электроники инерциального измерительного блока, цифровой микропроцессор соединен с входами блока определения закона управления через блок-задатчик погрешностей акселерометров, блок-задатчик дрейфа гироскопов и блок-задатчик перекоса осей чувствительности гироскопов.
Существенными отличительными признаками от прототипа по способу является следующее действие:
осуществляется измерение угловой скорости летательного аппарата дополнительным гироскопом, сигнал с которого поступает в цифровой микропроцессор для вычисления углов ориентации летательного аппарата и его координат;
уточнение закона управления инерциальным измерительным блоком на основании информации, выдаваемой блоком-задатчиком дрейфа гироскопов и блоком-задатчиком определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов, сигналы с которых поступают в блок определения закона управления для вычисления величины необходимой угловой скорости инерциального измерительного блока;
по устройству - блок-задатчик дрейфа гироскопов, блок-задатчик перекоса осей чувствительности гироскопов, дополнительный гироскоп;
новые связи между известными и новыми признаками.
Применение всех новых признаков позволяет повысить точность определения пилотажно-навигационных параметров информационным комплексом навигации за счет измерение угловой скорости летательного аппарата дополнительным гироскопом не участвующим во вращении инерциального измерительного блока.
На фигуре изображена блок-схема для реализации автономной компенсации инструментальных погрешностей инерциальных навигационных систем, который осуществляется следующим образом.
Матричное дифференциальное уравнение, характеризующее динамику изменения ошибок пилотажно-навигационных параметров с течением времени автономной работы, представим в следующем виде [3]:
где: Р - 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.
ф
Флуктуационные составляющие погрешностей лазерных гироскопов Δω представляют собой стационарные случайные процессы с нулевым математическим ожиданием и корреляционной функцией:
где  - дисперсия флуктуационной составляющей дрейфа гироскопов;
- 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.
ф
Флуктуационная составляющая ошибки акселерометра Δa представляет собой стационарный случайный процесс с корреляционной функцией вида:
где - среднеквадратическое отклонение флуктуационной составляющей ошибки акселерометра;
- дисперсия флуктуационной составляющей ошибки акселерометра;
- время корреляции случайного процесса.
Для современных акселерометров характерны следующие параметры:
При объединении гироскопов в блок чувствительных элементов большое значение приобретает стабильность взаимного расположения осей чувствительности гироскопов относительно друг друга и относительно осей акселерометров. Погрешности установки (перекосы) осей чувствительности гироскопов возникают из-за неточной калибровки системы, механических вибраций и температурных деформациях инерциального измерительного блока. Данная погрешность имеет постоянную и флуктуационную составляющие:
Постоянная составляющая перекоса осей чувствительности гироскопов, объединенных в блок чувствительных элементов , представляет собой случайную величину, распределенную по нормальному закону с нулевым математическим ожиданием и определенной дисперсией. Флуктуационная составляющая  перекоса осей чувствительности гироскопов - нормальный стационарный случайный процесс с корреляционной функцией вида:
где  - среднеквадратическое отклонение флуктуационной составляющей перекоса осей чувствительности гироскопов;
- время корреляции случайного процесса.
Для современных систем  Постоянная составляющая перекоса осей чувствительности гироскопов находится в диапазоне 3-10 угл. сек.
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.
Влияние ошибки масштабного коэффициента гироскопа проявляется при наличии вращательного движения. При наличии дополнительного гироскопа влияние ошибки масштабного коэффициента, обусловленного влиянием вращательного механизма, отсутствует.
Решая уравнение (1) с учетом статистических характеристик дрейфа гироскопов, ошибок акселерометров и погрешностей установки осей чувствительности гироскопов получим соотношения для ошибок информационного комплекса по широте и долготе [3]:
где u - угловая скорость вращения Земли;
g - ускорение свободного падения;
R - радиус Земли;
t - текущее время полета ЛА;
в
ω - угловая скорость вращения ИИБ;
Δϕ - ошибка определения широты;
Δλ - ошибка определения долготы.
в
Пользуясь соотношениями (4) и (5) можно найти угловую скорость вращения инерциального измерительного блока ω, которая обеспечивает минимум суммы дисперсий ошибок по координатам:
Для этого необходимо решить уравнение
Выполнив дифференцирование, находим, что
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 инерциального измерительного блока, при которой обеспечивается минимум суммы дисперсий ошибок по координатам [3].
Соотношение (8) определяет функциональную зависимость между требуемой угловой скоростью вращения инерциального измерительного блока и инструментальными погрешностями акселерометров, дрейфом гироскопов и погрешностями установки осей чувствительности гироскопов.
Данная функциональная зависимость используется в блоке управления механизмом вращения для вычисления заданной угловой скорости вращения инерциального измерительного блока.
Оптимальная угловая скорость вращения инерциального измерительного блока не зависит от времени полета ЛА. Следовательно, отпадает необходимость коррекции необходимой угловой скорости вращения механизма вращения в зависимости от времени полета. Кроме того, угловая скорость инерциального измерительного блока не ограничивается ошибкой масштабного коэффициента гироскопа, ось чувствительности которого совпадает с осью вращения инерциального измерительного блока.
На фигуре изображена блок-схема устройства для автономной компенсации инструментальных погрешностей 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 электроники инерциального измерительного блока 5, выходы которого соединены с цифровым микропроцессором 6 и механизмом вращения 4; выход дополнительного гироскопа 13 соединен с входом блока электроники инерциального измерительного блока 5. Выход цифрового микропроцессора 6 через блок сопряжения с навигационной информацией 7 соединен с шиной навигационной информации 8.
Выходы цифрового микропроцессора 6 через блок-задатчик дрейфа гироскопов 11, блок-задатчик погрешностей акселерометров 9 и блок-задатчик перекоса осей чувствительности гироскопов 12 соединены с входами блок определения закона управления 10, выход которого соединен с входом блока 5 электроники инерциального измерительного блока.
Инерциальный измерительный блок 1 состоит из блока лазерных гироскопов 2, блока акселерометров 3 и закреплен на механизме вращения 4.
Блок электроники инерциального измерительного блока 5 представляет собой устройство, которое выдает электрический сигнал на двигатель механизма вращения 4, а также выполняет роль связующего устройства между блоком лазерных гироскопов 2, блоком акселерометров 3 и цифровым микропроцессором 6.
Блок сопряжения с навигационной информацией 7 предназначен для преобразования сигналов с выхода цифрового микропроцессора 6 в цифровой код шины навигационной информации 8.
Блок-задатчик погрешностей акселерометров 9 на основании информации о параметрах акселерометров с цифрового микропроцессора 6 выдает в блок определения закона управления 10 значения дисперсии флуктуационной составляющей ошибки акселерометра  и времени корреляции случайного процесса
Блок-задатчик дрейфа гироскопов 11 на основании информации о параметрах гироскопов с цифрового микропроцессора 6 выдает в блок определения закона управления 10 значения дисперсии флуктуационной составляющей ошибки гироскопа  и времени корреляции случайного процесса
Блок определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов 12 на основании информации о параметрах установки гироскопов с цифрового микропроцессора 6 выдает в блок определения закона управления 10 значения дисперсии флуктуационной составляющей перекоса оси чувствительности гироскопа  и времени корреляции соответствующего случайного процесса
Блок определения закона управления 10 на основании информации о значениях статистических характеристик дрейфа гироскопов и погрешностей акселерометров и значениях статистических характеристик перекоса осей чувствительности гироскопов вычисляет величину необходимой угловой скорости инерциального измерительного блока 1. Вычисление необходимой угловой скорости осуществляется на основании соотношения (8). Величина необходимой угловой скорости поступает в блока электроники инерциального измерительного блока 5. Данный сигнал выдается на двигатель механизма вращения 4, который осуществляет соответствующий поворот инерциального измерительного блока 1.
Сигналы пропорциональные абсолютной угловой скорости и ускорению с инерциального измерительного блока 1 и с дополнительного гироскопа 13, через блок электроники инерциального измерительного блока 5, поступает в цифровой микропроцессор 6.
В цифровом микропроцессоре 6 происходит вычисление пилотажно-навигационных параметров, которые через блок сопряжения с навигационной информацией 7 и поступают в шину навигационной информации 8 потребителям.
Источники информации
1. Патент РФ №2550298 С1, кл. G01C 21/10. Способ компенсации погрешностей инерциальных измерительных элементов и устройство для его осуществления. 20.12.2013 (аналог).
2. Патент РФ №2585792 С1, кл. G01C 21/10. Способ автономной компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем и устройство для его осуществления. 30.03.2015. (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.