Способ формирования навигационных данных объекта

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в позиционных системах ориентации подвижных объектов различной физической природы. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата осуществляют формирование разности сигналов одноименных параметров от инерциальной навигационной системы и мультиантенного спутникового приемника и сглаживание разностей по времени с постоянной времени, равной или превышающей интервал коррекции погрешностей мультиантенного спутникового приемника. При этом осуществляют суммирование сглаженных сигналов и соответствующих сигналов инерциальной навигационной системы. Это позволяет осуществить компенсацию медленно меняющихся погрешностей инерциальной навигационной системы, а результирующий сигнал будет содержать только сглаженные погрешности от спутникового приемника. 1 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к навигации и может быть использовано, в частности, при навигации морских и речных судов для формирования навигационных данных объекта (данных о положении, проекциях скорости и углах ориентации судна в горизонтной системе координат).

Известен способ формирования навигационных данных путем интеграции сигналов навигационных данных инерциальной навигационной системой (ИНС) и сигналов навигационных данных о положении и скорости объекта относительно одной антенны спутникового приемника глобальной навигационной системы GPS и корректировки исходных сигналов по результатам интеграции (см. патент США №6408245, МПК G06G 7/78, НКИ 701/216).

В указанном способе интеграция сигналов ИНС и спутникового приемника осуществляется путем одновременной их фильтрации в двух локальных фильтрах с различными элементами векторов состояния и последующей фильтрации выходных сигналов локальных фильтров в фильтре Калмана. При этом первый локальный фильтр имеет размерность 15 и включает следующие элементы ошибки ИНС:

- 3 - по скорости,

- 3 - по ориентации,

- 3 - по положению,

- 3 - по дрейфам гироскопов,

- 3 - по ошибкам акселерометров.

Второй локальный фильтр включает 15 элементов вектора состояния первого фильтра и 3 элемента положения по данным GPS-приемника.

Известен способ формирования навигационных данных, основанный на формировании сигналов данных объекта от ИНС и от двухантенного спутникового приемника GPS и корректировки исходных сигналов по результатам интеграции (см. пат. США №5657025, МПК G01S 5/02, НКИ 342/357 - принято за прототип).

В указанном способе, как и в аналоге, интеграция сигналов ИНС и спутникового приемника (положение, скорость, курс) осуществляется в фильтре Калмана с количеством используемых в нем составляющих вектора состояния 15 и более.

Общим недостатком как аналога, так и прототипа являются большие вычислительные затраты при обработке сигналов по алгоритмам фильтров Калмана с размерностью вектора состояния, большей 15, и неустойчивость вычислительного процесса при непрерывной работе фильтров более 100 ч, что ограничивает точность непрерывного формирования навигационных данных.

Техническая задача, решаемая заявленным способом - исключение процессов фильтрации сигналов ИНС и спутникового приемника в фильтрах Калмана высоких порядков (15 и более), что позволяет повысить устойчивость и непрерывность вычислительных процессов и, соответственно, точность непрерывного формирования навигационных данных объекта.

Указанная задача решается тем, что в способе формирования навигационных данных объекта путем интеграции сигналов навигационных данных от ИНС и от спутникового приемника и корректировки исходных сигналов ИНС по результатам интеграции интеграцию осуществляют путем формированием разностей сигналов одноименных навигационных параметров от ИНС и мультиантенного спутникового приемника и последующего сглаживания по времени полученных разностей с постоянной времени, равной или большей интервала коррекции погрешностей спутникового приемника, а корректировку исходных данных ИНС осуществляют суммированием сглаженных сигналов разностей навигационных параметров с соответствующими сигналами ИНС.

Сущность заявленного способа поясняется чертежом, где обозначены:

1 - мультиантенный спутниковый приемник;

2 - инерциальная навигационная система;

31-3n - устройства формирования разностей одноименных навигационных параметров;

41-4n - сглаживающие устройства;

51-5n - устройства суммирования.

Количество навигационных параметров n определяется требованиями к конкретной системе, реализующей способ, и может достигать 9, в том числе:

- 3 - характеризующих положение объекта (например, широта, долгота, высота);

- 3 - характеризующих скорость движения объекта (например, северная, восточная и вертикальная составляющие скорости);

- 3 - характеризующих ориентацию объекта (например, курс, угол крена, угол дифферента/тангажа).

По каждому из n одноименных навигационных параметров одновременно выполняются действия в следующей последовательности: в устройствах формирования разностей 31-3n формируются разности между данными мультиатенного спутникового приемника 1 и инерциальной навигационной системы 2;

- разности от 31-3n поступают на входы соответствующих сглаживающих устройств 4l-4n, а с их выхода сглаженные значения разностей поступают на устройства суммирования 5l-5n для суммирования с данными, полученными от ИНС 2. При этом, т.к. погрешности данных от спутникового приемника 1 имеют высокую частоту собственных изменений, они эффективно фильтруются сглаживающими устройствами 4 при постоянной времени сглаживающих устройств 4≈0,5÷5 минут, что соответствует или превышает интервал коррекции погрешностей спутникового приемника 1. Следовательно, на выходе сглаживающих устройств 4 погрешности от спутникового приемника 1 будут уменьшены, погрешности от ИНС 2, медленно меняющиеся во времени, будут проходить сглаживающие устройства 4 без изменений. На суммирующие устройства 5 погрешности ИНС 2 будут поступать с разными знаками и, следовательно, компенсироваться.

При кратковременных перерывах в работе мультиантенного спутникового приемника на выходе ИНС можно использовать ранее полученные в сглаживающем устройстве оценки погрешностей ИНС.

Несмотря на то что степень компенсации погрешностей сглаживающими устройствами будем меньшей, чем при использовании оптимального фильтра Калмана, при реализации предлагаемого способа формирования навигационных данных объекта на значительных временных интервалах (100 ч и более) происходит резкое снижение вычислительных затрат на интеграцию и повышается устойчивость вычислительных процессов в сравнении с реализацией оптимального фильтра Калмана (порядка 15 и более), в результате чего повышается точность непрерывного формирования данных.

Способ формирования навигационных данных объекта путем интеграции сигналов навигационных данных от инерциальной навигационной системы и от спутникового приемника и корректировки исходных сигналов инерциальной навигационной системы по результатам интеграции, отличающийся тем, что интеграцию осуществляют путем формирования разностей сигналов одноименных навигационных параметров от инерциальной навигационной системы и мультиантенного спутникового приемника и последующего сглаживания по времени полученных разностей с постоянной времени, равной или большей интервала коррекции погрешностей спутникового приемника, а корректировку исходных данных инерциальной навигационной системы осуществляют суммированием сглаженных сигналов разностей навигационных параметров с соответствующими сигналами интегральной навигационной системы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при построении различных приборных систем локации, предназначенных для определения местоположения движущихся объектов с использованием волн, излучаемых в виде лучей, и управления движением движущихся объектов путем коррекции их местоположения.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах определения позиции контролируемого объекта на основе использования нескольких разнесенных источников излучения.

Изобретение относится к навигационным приборам и предназначено для использования при измерении углов ориентации любых подвижных летательных аппаратов, кораблей, наземных транспортных средств.

Изобретение относится к системам навигации и предназначено для регистрации проезда, по меньшей мере, одного платного участка дороги, по меньшей мере, одним транспортным средством с помощью системы определения положения, которая предназначена для регистрации текущего положения упомянутого транспортного средства.

Изобретение относится к области радиолокационной техники и может быть использовано при построении различных радиолокационных (радарных) или аналогичных систем, предназначенных для навигации летательных аппаратов с использованием радиоволн путем определения местоположения и управления движением летательных аппаратов.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к технике коррекции позиционной погрешности в навигационных системах. .

Изобретение относится к области управления движением самолетов и предназначено для комплексного вычисления резервного пространственного положения и резервного курса с помощью имеющихся на самолете данных.

Изобретение относится к навигационным системам транспортных средств. .

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при разработке бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) для решения задач управления доводочными ступенями (ДС) различного назначения

Изобретение относится к вычислительной технике. Технический результат заключается в возможности просматривать пользователем перекрывающиеся графические объекты без изменения уровня масштабирования. Устройство для просмотра изображений, включающее контроллер, сконфигурированный для определения того, будут ли графические объекты, включающие изображения, задающие множество различных местоположений при отображении карты с первым уровнем масштабирования, перекрываться, когда карта отображается со вторым уровнем масштабирования, отличным от первого уровня масштабирования, инициирования объединения по меньшей мере некоторых из графических объектов, для которых определено, что они перекрываются в местоположении при втором уровне масштабирования, для создания другого графического объекта, представляющего упомянутые по меньшей мере некоторые объединенные графические объекты, и инициирования отображения упомянутого другого графического объекта в упомянутом местоположении, позволяющего пользователю просматривать, при втором уровне масштабирования, по меньшей мере некоторые из упомянутых изображений, задающих множество местоположений, посредством упомянутого объединенного графического объекта. 3 н. и 20 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в системах программного позиционирования и ориентации подвижных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого направляют пользователя от исходного положения к месту назначения, выбранному из множества мест назначения, в зоне общественного пользования, на протяжении которого распределено множество осветительных устройств (L1, L2, …, Ln), каждое из которых может возбуждаться для воспроизведения одной или нескольких световых картин из множества световых картин. При этом определяют выбранное место назначения при получении дескриптора места назначения от пользователя, выделяют специфическую световую картины из множества световых картин для выбранного места назначения. При этом снабжают пользователя рисунком (VT) специфической световой картины, выделенной для требуемого места назначения так, чтобы отобранные осветительные устройства (L1, L2, …, Ln) между исходным местом (S) пользователя (1) и местом (Т) назначения воспроизводили специфическую световую картину. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области радиолокационной техники и может быть использовано при построении различных радиолокационных систем, предназначенных для управления движением летательных аппаратов. Технический результат изобретения - повышение точности навигации летательных аппаратов путем анализа параметров отраженных импульсов, полученных при многолучевых измерениях над плоской поверхностью, и определения результирующего вектора угловых колебаний летательных аппаратов, характеризующего суммарный угол отклонения по тангажу и по крену летательных аппаратов для управления их движением. Технический результат достигается тем, что способ повышения точности навигации летательных аппаратов заключается в многолучевых измерениях интегральных параметров отраженных сигналов при помощи радиоволн, излучаемых в виде лучей, и определении результирующего вектора угловых колебаний летательных аппаратов, характеризующего угловые колебания летательных аппаратов по крену и по тангажу на основе анализа интегральных параметров отраженных сигналов. Анализ интегральных параметров отраженных импульсов многолучевых измерений основан на сравнении интегральных параметров отраженных импульсов по боковым лучам многолучевых измерений над плоским участком поверхности местности. Лучи многолучевых измерений расположены в двух ортогональных плоскостях, одна из которых совпадает с направлением движения летательного аппарата, другая плоскость лучей перпендикулярна направлению движения летательного аппарата. Результирующий вектор угловых колебаний летательного аппарата в связанной системе координат летательного аппарата определяют последовательно через равные промежутки времени для выявления изменений угловых колебаний по тангажу и по крену летательного аппарата при его движении. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации подвижных объектов, в частности летательных аппаратов (ЛА), для оценки ошибок и коррекции абсолютных координат местоположения, высоты и вертикальной скорости инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям геометрической высоты и эталонным картам рельефа местности и могут быть использованы в системах управления движением ЛА. Технический результат - повышение эффективности и достоверности коррекции координат, высоты и вертикальной скорости при наличии сбоев в исходной информации и слабой информативности рельефа в зоне коррекции. Для этого используют данные с множественными участками недостоверности при отсутствии информативности рельефа по некоторым траекториям либо в условиях определения невозможности проведения достоверной коррекции. Дополнительно введен блок хранения и суммирования информации и блок оценки достоверности информации, соединенные друг с другом. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретения относятся к области приборостроения и могут найти применение в системах ориентации и навигации летательных аппаратов (ЛА), предназначенных для вычисления и отображения основных пилотажно-навигационных параметров ЛА. Технический результат - повышение точности вычисления собственного дрейфа датчиков угловых скоростей и определения значений параметров пространственного положения ЛА. Для этого в состав каждого прибора трехкомпонентного жесткозакрепленного магнитометра (ТЖМ) введены дополнительные интерфейсные средства между магнитометрами, а также дополнительные средства для осуществления более точной выставки резервной системы ориентации на основе измерения составляющих погрешности магнитного поля Земли, измеренных ТЖМ каждого прибора за один и тот же период времени. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области навигации движущихся объектов. Достигаемый технический результат - повышение точности навигации. Указанный результат достигается за счет того, что в способе используют эталонную карту местности как априорную информацию о навигационном поле, выбирают участок местности (мерный участок), находящийся в пределах эталонной карты, составляют текущую карту путем вычисления плановых координат мерного участка на основе измерений дальностей с помощью многолучевого режима измерения при помощи радиоволн, находящихся в двух ортогональных плоскостях и излучаемых в виде лучей, из которых первым излучают центральный, а потом - левые и правые боковые относительно центрального, при этом центральный луч перпендикулярен направлению движения движущихся объектов, плоскости лучей повернуты вокруг центрального луча на угол равный 45 градусов относительно направления движения движущихся объектов. Затем определяют разности результатов многолучевых измерений наклонных дальностей, определяют углы эволюции движущихся объектов по азимуту, крену и тангажу в динамике на основе анализа значений доплеровских частот, возникающих при измерениях дальностей по каждому лучу. Значение и знак углов азимута, крена и тангажа при каждом цикле измерений дальностей определяются изменением положения измеренного массива доплеровских частот относительно массива доплеровских частот, соответствующего нулевым значениям углов азимута, крена и тангажа. Вычисляют высоты движущихся объектов в координатах мерного участка в точке определения местоположения движущихся объектов в плановых координатах мерного участка. Сравнивают значения плановых координат текущей и эталонной карт. Вычисляют слагаемые показателя близости для всех возможных положений движущегося объекта. Проводят поиск экстремума показателя близости. Вычисляют сигнал коррекции траектории движения. Управляют движением движущихся объектов путем коррекции их местоположения по трем координатам эталонной карты (плановые координаты и высота) в координатах мерного участка за время движения движущихся объектов над мерным участком. 6 ил.

Изобретение относится к области управления системами навигации и ориентации, в частности к блокам коррекции погрешностей численных критериев степени наблюдаемости навигационных комплексов (НК) с инерциальной навигационной системой (ИНС). Технический результат - повышение точности. Для этого навигационный комплекс включает ИНС с одним входом и одним выходом, допплеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС) с одним выходом, сумматор, имеющий первый и второй входы и один выход, блок оценивания и регулятор. Выход ИНС соединен с первым входом сумматора, а выход ДИСС соединен со вторым входом сумматора, выход которого соединен с входом блока оценивания, выполненного в виде фильтра Калмана. Выход блока оценивания соединен с входом регулятора. Навигационный комплекс снабжен вторым блоком оценивания, выполненным в виде фильтра Калмана, блоком осреднения, блоком сравнения, коммутатором и вторым регулятором. При этом выход сумматора соединен с входом второго блока оценивания, а первый выход первого блока оценивания соединен с входом блока осреднения, выход которого соединен с первым входом блока сравнения, выход которого соединен с первым входом коммутатора. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области создания систем управления летательных аппаратов, преимущественно к способам получения достоверной информации и диагностики работоспособности акселерометров и датчиков угловой скорости летательного аппарата с избыточным числом измерителей и идентификацией их отказов. В способе отбора достоверной информации и идентификации отказов измерителей, при пяти измерителях в каждом тракте в бесплатформенной инерциальной навигационной системе (БИНС), основанном на показаниях, полученных в результате циклического синхронного опроса измерителей, оси чувствительности любых трех из которых некомпланарны, и вычислении в каждом цикле векторов кажущегося ускорения и угловой скорости с использованием значений направляющих косинусов осей чувствительности измерителей, согласно изобретению, указанные векторы вычисляют при всех возможных комбинациях троек измерителей. Полученные векторы в каждом из трактов распределяют по группам, которые включают четыре вектора, вычисленные по показаниям четырех измерителей. По векторам групп рассчитывают средние векторы и показатели разброса относительно среднего вектора, находят группу с минимальным показателем разброса в текущем цикле и средний вектор этой группы принимают за достоверный вектор текущего цикла. Отказы измерителей тракта идентифицируют, исходя из исправности измерителей, по показаниям которых вычислен достоверный вектор, и результата сравнения с допуском модуля разности фактического показания измерителя, которое не использовано в расчете достоверного вектора и его расчетного показания. При этом расчетное показание определяют как проекцию достоверного вектора на ось чувствительности проверяемого измерителя. Технический результат - отбор достоверной информации и безотказная работа измерительных трактов с одним отказом измерителя и идентификация отказов измерителей при избыточной информации в каждом тракте в БИНС. 1 табл.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в позиционных системах ориентации подвижных объектов различной физической природы

Наверх