Навигационный комплекс

 

Изобретение относится к области управления системами навигации и ориентации, в частности к управлению инерциальной навигационной системой (ИНС), и может быть использовано при разработке конструкций подвижных объектов. Цель изобретения - повышение точности за счет компенсации угла отклонения гиростабилизированной платформы от плоскости горизонта. Цель достигается тем, что в навигационный комплекс дополнительно введены шесть сумматоров 19, 21, 23, 25, 27, 29, два блока сравнения 10 и 13, блок деления 15, счетчик импульсов 12, второй фильтр 17 Калмана, запоминающее устройство 14, коммутатор 16 и шесть усилителей 18, 20, 22, 24, 26, 28. 1 ил.

Изобретение относится к области управления системами навигации и ориентации, в частности к управлению инерциальной навигационной системой (ИНС), и может быть использовано при разработке конструкций подвижных объектов.

Известна ИНС, состоящая из платформы в кардановом подвесе, на которой установлены два акселерометра и три двухстепенных гироскопа с датчиками углов и датчиками моментов, трех стабилизирующих двигателей, установленных на осях карданова подвеса, трех усилителей, четырех интеграторов и семи сумматоров [1], ИНС имеет погрешности, вызванные дрейфом гироприборов.

Наиболее близким к изобретению по технической сущности и достигаемому результату является навигационный комплекс, содержащий инерциальную навигационную систему с гиростабилизированной платформой и с двумя горизонтальными каналами, в каждом из которых установлены акселерометр и гироскоп с датчиком момента на оси прецессии и цепью коррекции, выполненной в виде последовательно соединенных с выходом акселерометра, интегратора и усилителя, выход которого соединен с входом датчика момента, последовательно соединенные доплеровский измеритель скорости и угла сноcа (ДИСС), установленный на второй гиростабилизированной платформе и сумматор, выполненный с возможностью сравнения сигналов пропорциональных скорости инерциальной навигационной системы и доплеровского измерителя скорости угла сноса, причем выход интегратора соединен с вторым входом сумматора, первый фильтр Калмана [2].

Недостатком известного навигационного комплекса является увеличение с течением времени углов отклонения гиростабилизированной платформы (ГСП) относительно сопровождающего трехгранника выбранной системы координат, что снижает точность выходной информации.

В реальных условиях входной и измерительный шумы меняются неконтролируемым образом, поэтому абсолютно точно осуществить выбор ковариационных матриц входного и измерительного шумов в фильтре Калмана невозможно, в этом случае фильтр Калмана становится субоптимальным. Изменение уровня шума, неучтенное в модели, приводит к увеличению ошибок оценивания. Использование для оценивания ошибок ИНС адаптивных фильтров приводит к усложнению реализации и в условиях увеличения уровня измерительного шума, а также аномальных выбросов в измерениях сопряжено с увеличением ошибок оценивания. Последнее обстоятельство обусловлено использованием для формирования адаптивной подстройки в фильтре обновляемой последовательности.

Предлагаемое устройство целесообразно использовать на объекте с длительным временем функционирования (более 1 ч). При увеличении периода дискретизации несколько увеличивается время сходимости фильтра Калмана и в то же время уменьшается ошибка оценивания. Первое обстоятельство несущественно ввиду длительного периода функционирования системы.

Уравнения ошибок инерциальной навигационной системы (ИНС) для канала имеют вид X_k = A X_k-1 + W_k-1, где X_k^T = [δV_кϕ_кε_к], W_k-1^T = [BO ω_k-1]; (1) A = /R ; δV_k - ошибка ИНС в определении скорости; ϕ_k - угол отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника; ε_k - скорость дрейфа ГСП; В - смещение нуля акселерометра; ω_k - дискретный случайный процесс типа "белый шум"; Т - период дискретизации; R - радиус Земли;
g - гравитационное ускорение;
β - частота изменения случайного дрейфа.

В навигационном комплексе, принятом за прототип, осуществляется оценка ошибок ИНС посредством фильтра Калмана. В фильтре Калмана в качестве модели приняты уравнения ошибок ИНС (1). Эти уравнения справедливы при малых углах отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника. Однако на практике эти углы с течением времени нарастают, что приводит к неадекватности принятой модели и реального процесса изменения ошибок ИНС.

Целью изобретения является повышение точности за счет компенсации угла отклонения гиростабилизированной платформы от плоскости горизонта.

Цель достигается тем, что в навигационный комплекс, содержащий инерциальную навигационную систему с гиростабилизированной платформой и с двумя горизонтальными каналами, в каждом из которых установлены акселерометр и гироскоп с датчиком момента на оси прецессии и цепью коррекции, выполненной в виде последовательно соединенных с выходом акселерометра интегратора и усилителя, выход которого соединен с входом датчика момента, последовательно соединенные доплеровский измеритель скорости и угла сноса, установленный на второй гиростабилизированной платформе, и сумматор, выполненный с возможностью сравнения сигналов, пропорциональных скорости инерциальной навигационной системы и доплеровского измерителя скорости и угла сноса, выход интегратора соединен со вторым входом сумматора, первый фильтр Калмана, введены последовательно соединенные первый блок сравнения, счетчик импульсов и второй блок сравнения, последовательно соединенные запоминающее устройство, блок деления, коммутатор, второй фильтр Калмана, второй усилитель и второй сумматор, последовательно соединенные третий усилитель и третий сумматор, последовательно соединенные четвертый усилитель и четвертый сумматор, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора, вход первого блока сравнения соединен с выходом первого сумматора, второй выход первого блока сравнения соединен с входом первого фильтра Калмана, первый выход первого блока сравнения соединен также с входом запоминающего устройства, выход счетчика импульсов соединен также с вторым входом блока деления, выход второго блока сравнения соединен с вторыми входами коммутатора, счетчика импульсов и запоминающего устройства, первый выход второго фильтра Калмана соединен также с вторым входом третьего сумматора, второй выход второго фильтра Калмана соединен с входом третьего усилителя и с вторым входом четвертого сумматора, третий выход второго фильтра Калмана соединен с входом четвертого усилителя, последовательно соединенные пятый усилитель и пятый сумматор, последовательно соединенные шестой усилитель и шестой сумматор, последовательно соединенные седьмой усилитель и седьмой сумматор, выход которого соединен с вторым входом пятого сумматора, первый выход первого фильтра Калмана соединен с входом пятого усилителя и с вторым входом шестого сумматора, второй выход первого фильтра Калмана соединен с входом шестого усилителя и с вторым входом седьмого сумматора, третий выход первого фильтра Калмана соединен с входом седьмого усилителя, выходы третьего и шестого сумматоров объединены с выходом акселерометра, а выходы второго и пятого сумматоров объединены с выходом усилителя соответственно в каждом из горизонтальных каналов инерциальной навигационной системы.

На чертеже представлена блок-схема навигационного комплекса.

Навигационный комплекс содержит ИНС 1, состоящую из двух горизонтальных каналов, каждый из которых выполнен в виде гироскопа 2 в датчиком 3 момента на оси прецессии, последовательно соединенных акселерометра 4, установленного на ГСП 5, интегратора 6 и первого усилителя 7, выход которого соединен с входом датчика 3 момента, последовательно соединенные доплеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС) 8, первый сумматор 9, первый блок 10 сравнения и первый фильтр 11 Калмана, последовательно соединенные счетчик 12 импульсов и второй блок 13 сравнения, последовательно соединенные запоминающее устройство 14, блок 15 деления, коммутатор 16, второй фильтр 17 Калмана, второй усилитель 18 и второй сумматор 19, последовательно соединенные третий усилитель 20 и третий сумматор 21, последовательно соединенные четвертый усилитель 22 и четвертый сумматор 23, выход которого соединен с вторым входом сумматора 19, выход первого блока 10 сравнения соединен также с входом запоминающего устройства 14, выход счетчика 12 импульсов соединен также с вторым входом блока 15 деления, выход второго блока 13 сравнения соединен с вторыми входами счетчика 12 импульсов, запоминающего устройства 14 и коммутатора 16, первый выход второго фильтра 17 Калмана соединен также с вторым входом сумматора 21, второй выход второго фильтра 17 Калмана соединен с входом третьего усилителя 20 и с вторым входом четвертого сумматора 23, третий выход второго фильтра 17 Калмана соединен со входом четвертого усилителя 22, последовательно соединенные пятый усилитель 24 и пятый сумматор 25, последовательно соединенные шестой усилитель 26 и шестой сумматор 27, последовательно соединенные седьмой усилитель 28 и седьмой сумматор 29, выход которого соединен с вторым входом пятого сумматора 25, первый выход первого фильтра 11 Калмана соединен с входом пятого усилителя 24 и с вторым входом шестого сумматора 27, второй выход первого фильтра 11 Калмана соединен с входом шестого усилителя 26 и с вторым входом седьмого сумматора 29, третий выход первого фильтра 11 Калмана соединен с входом седьмого усилителя 28, выходы третьего сумматора 21 соединены с входом интегратора 6, а выходы второго сумматора 19 и пятого сумматора 25 соединены с входом датчика 3 момента.

Анализ навигационного комплекса рассматривается на примере одного горизонтального канала, так как другой работает аналогично.

Электрический сигнал с ИНС, пропорциональный параметрам ориентации, поступает в ДИСС для обеспечения работы ИНС и ДИСС в одной системе координат.

Электрический сигнал с выхода акселерометра 4, пропорциональный ускорению объекта, поступает на вход интегратора 6, на выходе которого сигнал, пропорциональный скорости движения объекта. С выхода интегратора 6 сигнал через усилитель 7 поступает на датчик 3 момента, который развивает момент, пропорциональный интегратору от показаний акселерометра 4. Так как гироскоп 2 представляет собой (в рамках прецессионной теории) интегрирующий элемент, то сигнал акселерометра 4 интегрируется еще раз, в результате чего ГСП 5 прецессирует относительно инерциального пространства на угол, пропорциональный двойному интегралу от показаний акселерометра 4. Сигнал с интегратора 6 поступает также на вход сумматора 9, где суммируется с сигналом с ДИСС 8, пропорциональным скорости движения объекта. На выходе первого сумматора 9 сигнал пропорционален сумме ошибок в измерении скорости посредством ИНС 1 и ДИСС 8. Этот сигнал поступает на вход блока 10 сравнения, где сравнивается с допустимым значением ошибки δ v_о в измерении скорости (это значение выбирается из точностных требований предъявляемых к навигационному комплексу).

Если реальная ошибка Z_к меньше допустимой δ v_o, то сигнал поступает в первый фильтр 11 Калмана. В фильтре 11 Калмана сигнал усиливается в соответствии с матрицей К_к усиления фильтра 11 Калмана. На первом выходе фильтра 11 Калмана сигнал пропорционален оценке ошибки ИНС 1 в определении скорости на втором выходе фильтра 11 Калмана сигнал пропорционален оценке угла отклонения ГСП 5 от плоскости горизонта, на третьем выходе фильтра 11 Калмана сигнал пропорционален оценке скорости дрейфа ГСП 5. Сигнал с первого выхода фильтра 11 Калмана поступает на второй вход шестого сумматора 27 и на вход пятого усилителя 24, где усиливается пропорционально коэффициент T/R. Сигнал с второго выхода фильтра 11 Калмана поступает на второй вход седьмого сумматора 29 и на вход шестого усилителя 26, где усиливается пропорционально коэффициенту -gT. Сигнал с третьего выхода фильтра 11 Калмана поступает на вход седьмого усилителя 28, где усиливается пропорционально коэффициенту Т. С выхода седьмого усилителя 28 сигнал поступает на первый вход седьмого сумматора 29, где алгебраически складывается с сигналом с второго выхода фильтра 11 Калмана. С выхода седьмого сумматора 29 сигнал, пропорциональный сумме оценки угла отклонения ГСП от плоскости горизонта и оценки скорости дрейфа ГСП, умноженному на период дискретизации, поступает на второй вход пятого сумматора 25, где алгебраически складывается с сигналом с выхода пятого усилителя 24. С выхода пятого сумматора 25 сигнал, пропорциональный экстраполированному углу отклонения ССП 5 от плоскости горизонта, поступает на вход датчика 3 момента. С выхода шестого усилителя 26 сигнал поступает в шестой сумматор 27, где алгебраически складывается с сигналом с первого выхода первого фильтра 11 Калмана, с выхода седьмого сумматора 29, сигнал, пропорциональный экстраполированной ошибке ИНС 1 в измерении скорости, поступает на вход интегратора 6.

Если реальная ошибка Z_к в измерении скорости больше допустимой δ v_o, то сигнал с блока 10 сравнения поступает в запоминающее устройство 14 и счетчик 12 импульсов. В запоминающем устройстве 14 происходит суммирование измерений. Сигнал с выхода запоминающего устройства 14 поступает в блок деления 15, где происходит деление суммы измерений на сигнал со счетчика 12 импульсов, пропорциональный количеству измерений. С выхода блока 15 деления сигнала, пропорциональный усредненному значению измерений ошибок ИНС 1 и ДИСС 8, поступает в коммутатор 6. С выхода счетчика 12 импульсов сигнал также поступает в блок 13 сравнения, где сравнивается с допустимым значением N (N - целое число, выбирается из практических соображений, T < TN < 5 мин, N > 1). Если количество импульсов меньше N, то сигнал с выхода блока 13 сравнения не поступает. Если количество импульсов равно N, то с выхода блока 13 сравнения поступает сигнал на вторые входы счетчика 12 импульсов, запоминающего устройства 14 и коммутатора 16. При поступлении сигнала на вторые входы счетчика 12 импульсов и запоминающего устройства 14 в них производится сброс накопленной информации. При поступлении сигнала на второй вход коммутатора 16 сигнал с блока 15 деления через коммутатор 16 поступает во второй фильтр 17 Калмана. Таким образом сигнал во второй фильтр 17 Калмана поступает через каждые TN минут (в первый фильтр 11 Калмана сигнал поступает через каждые Т минут).

Во втором фильтре 17 Калмана сигнал усиливается в соответствии с матрицей К_к усиления фильтра 17 Калмана. В фильтре 17 Калмана используется модель с периодом дискретизации TN. На первом выходе второго фильтра 17 Калмана сигнал пропорционален оценке ошибки ИНС 1 в определении скорости, на втором выходе фильтра 17 Калмана сигнал пропорционален оценке угла отклонения ГСП 5 от плоскости горизонта, на третьем выходе фильтра 17 Калмана сигнал пропорционален оценке скорости дрейфа ГСП 5.

Сигнал с первого выхода фильтра 17 Калмана поступает на второй вход третьего сумматора 12 и во второй усилитель 18, где усиливается пропорционально коэффициенту - gTN. Сигнал с второго выхода фильтра 17 Калмана поступает на второй вход четвертого сумматора 23 и в третий усилитель 20, где усиливается пропорционально коэффициенту -gTN. Сигнал с третьего выхода фильтра 17 Калмана поступает в четвертый усилитель 22, где усиливается пропорционально коэффициенту TN. С выхода четвертого усилителя 22 сигнал поступает в четвертый сумматор 23, где алгебраически складывается с сигналом с второго выхода фильтра 17 Калмана. С выхода четвертого сумматора 23 сигнал, пропорциональный сумме оценки угла отклонения ГСП от плоскости горизонта и оценки скорости дрейфа ГСП, умноженному на период дискретизации NT, поступает на второй вход второго сумматора 19, где алгебраически складывается с сигналом с выхода второго усилителя 18. С выхода второго сумматора 19 сигнал, пропорциональный экстраполированному углу отклонения ГСП 5 от плоскости горизонта, поступает на вход датчика 3 момента. С выхода третьего усилителя 20 сигнал поступает в третий сумматор 21, где алгебраически складывается с сигналом с первого выхода фильтра 17 Калмана. С выхода третьего сумматора 21 сигнал, пропорциональный экстраполированному значению ошибки ИНС 1 в определении скорости, поступает на вход интегратора 6.

Полученную совокупность компенсационных сигналов можно представить в виде следующего выражения:
U = ; (2)
ϕ = /R ; G = T/R N , где - оценка ошибок ИНС, полученная с выхода фильтра 21 Калмана;
- оценка ошибок ИНС, полученная с выхода фильтра 17 Калмана. Тогда уравнение ошибок ИНС (1) примет вид
X_k = AX_k-1 + W_k-1 + U_k-1 (3) Для получения в фильтре 11 Калмана используется модель вида
= A + K_k(Z_K - HA + H Φ ) - , а для получения в фильтре 17 Калмана используется модель вида
= P + K_k* (Z_k* - HP + HG) - G, где
P = T/R , H=[100], Z^*_k=(Z_k+...+Z_k+N). При увеличении ошибки в определении скорости Z предлагается увеличить период дискретизации, тем самым повысить степень наблюдаемости ошибок ИНС, что влечет за собой уменьшение ошибок оценивания (см. Салычев О.С. Скалярное оценивание многомерных динамических систем. М.: Машиностроение, 1987, с.69). Повышение точности оценивания позволяет уменьшить ошибки в структуре ИНС.

Таким образом, по сравнению с прототипом в данном навигационном комплексе отсутствуют ошибки, обусловленные увеличением с течением времени углов отклонения ГСП от плоскости горизонта.

Уменьшение углов отклонения ГСП от плоскости горизонта позволяет значительно повысить точность выходной информации навигационного комплекса. Повышение точности навигационного комплекса обеспечивает экономию энергоресурсов и времени движения объекта.

Формула изобретения

НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС, содержащий инерциальную навигационную систему с гиростабилизированной платформой и с двумя горизонтальными каналами, в каждом из которых установлен акселерометр и гироскоп с датчиком момента на оси прецессии и с целью коррекции, выполненной в виде последовательно соединенных с выходом акселерометра интегратора и усилителя, выход которого соединен с входом датчика момента, последовательно соединенные доплеровский измеритель скорости и угла сноса, установленный на второй гиростабилизированной платформе, и сумматор, выполненный с возможностью сравнения сигналов, пропорциональных скорости инерциальной навигационной системы и доплеровского измерителя скорости и угла сноса, причем выход интегратора соединен с вторым входом сумматора, первый фильтр Калмана, отличающийся тем, что, с целью повышения точности за счет компенсации угла отклонения гиростабилизированной платформы от плоскости горизонта, в него введены последовательно соединенные первый блок сравнения, счетчик импульсов и второй блок сравнения, последовательно соединенные запоминающее устройство, блок деления, коммутатор, второй фильтр Калмана, второй усилитель и второй сумматор, последовательно соединенные третий усилитель и третий сумматор, последовательно соединенные четвертый усилитель и четвертый сумматор, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора, вход первого блока сравнения соединен с выходом первого сумматора, второй выход первого блока сравнения соединен с входом первого фильтра Калмана, первый выход первого блока сравнения соединен также с входом запоминающего устройства, выход счетчика импульсов соединен также с вторым входом блока деления, выход второго блока сравнения соединен с вторым входом коммутатора, вторым входом счетчика импульсов и вторым входом запоминающего устройства, первый выход второго фильтра Калмана соединен также с вторым входом третьего сумматора, второй выход второго фильтра Калмана соединен с входом третьего усилителя и с вторым входом четвертого сумматора, третий выход второго фильтра Калмана соединен с входом четвертого усилителя, последовательно соединенные пятый усилитель и пятый сумматор, последовательно соединенные шестой усилитель и шестой сумматор, последовательно соединенные седьмой усилитель и седьмой сумматор, выход которого соединен с вторым входом пятого сумматора, первый выход первого фильтра Калмана соединен с входом пятого усилителя и с вторым входом шестого сумматора, второй выход первого фильтра Калмана соединен с входом шестого усилителя и с вторым входом седьмого сумматора, третий выход первого фильтра Калмана соединен с входом седьмого усилителя, выход третьего и шестого сумматоров объединены с выходом акселерометра, а выходы второго и пятого сумматоров объединены с выходом усилителя соответственно в каждом из горизонтальных каналов инерциальной навигационной системы.

РИСУНКИ

Рисунок 1