Безгироскопная инерциальная навигационная система



Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система
Безгироскопная инерциальная навигационная система

 


Владельцы патента RU 2483279:

Учреждение Российской академии наук Институт проблем проектирования в микроэлектронике РАН (ИППМ РАН) (RU)

Изобретение относится к области приборостроения инерциальных навигационных систем и может использоваться для определения текущих координат объекта и его угловой ориентации. Технический результат - повышение точности определения угловой ориентации объекта и его координат. Для достижения данного результата увеличивают число используемых акселерометров (с 6-ти до 12-ти). При этом взаимное расположение и ориентация их чувствительных осей обеспечивают измерение всех базовых навигационных параметров. Выделение из измеренных данных базовых параметров, составляющих угловой скорости, обеспечивает определение угловой ориентации объекта на основе однократного интегрирования показаний акселерометров. Предложенная система обеспечивает снижение скорости роста погрешностей определения угловой ориентации и координат объекта. 1 ил., 2 табл.

 

Область техники

Изобретение относится к области инерциальной навигации и может использоваться для определения текущих координат объекта и его угловой ориентации. Устройство может применяться как автономно, так и в сочетании со спутниковыми радионавигационными системи GPS и ГЛОНАСС.

Уровень техники

Известно устройство, описанное в патенте США 2010/0268414 [1]. Данное устройство предназначено для оценки угловой скорости мобильного объекта.

Известно устройство, описанное в патенте США 2010/0114517 [2]. Данное устройство предназначено для определения пространственной ориентации объекта.

К недостаткам данных устройств относится невысокая точность определения пространственной ориентации объекта на основе показаний акселерометров.

Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения и принятым в качестве прототипа является устройство, описанное в работе [3], которое включает модуль из шести акселерометров, блок расчета составляющих углового ускорения, интегрирующий блок, блок расчета коэффициентов матрицы координатных преобразований, блок расчета ускорений в связанной системе координат, блок расчета ускорений в Земной системе координат, блок расчета навигационных параметров.

При этом модуль из шести акселерометров содержит одноосные акселерометры, координаты которых в подвижной системе координат и ориентация их чувствительных осей заданы следующим образом:

где r - расстояние от точки установки акселерометра до центра подвижной системы координат.

Определение навигационных параметров объекта (координат и скорости) в текущий момент времени с помощью данного устройства выполняется следующим образом. Блок расчета составляющих углового ускорения определяет величины углового ускорения объекта на основе показаний шести акселерометров. Интегрирующий блок определяет значения угловой скорости путем интегрирования значений углового ускорения. Блок расчета коэффициентов матрицы координатных преобразований выполняет определение угловой ориентации объекта на основе значений угловой скорости. Блок расчета ускорений в связанной системе координат выполняет расчет данных ускорений на основе значений составляющих угловой скорости и данных, снимаемых с акселерометров. Блок расчета ускорений в Земной системе координат определяет данные ускорения путем компенсации вектора гравитации из значений «кажущегося» ускорения. Блок расчета навигационных параметров осуществляет расчет скорости и координат объекта путем однократного и 2-кратного интегрирования ускорений в Земной системе координат.

Недостатком прототипа является невысокая точность определения угловой ориентации объекта. Это обусловлено тем, что для определения угловой ориентации необходимо двойное интегрирование углового ускорения, определяемого на основе показаний акселерометров. При этом происходит двойное интегрирование низкочастотного шума акселерометров. Поскольку низкочастотная составляющая практически является детерминированной величиной, то это ведет к тому, что погрешность определения угловой ориентации имеет монотонный рост и зависит от времени как ~t2. Т.к. координаты объекта определяются на основе последующего двойного интегрирования значений угловой ориентации, то погрешность определения координат монотонно возрастает и оценивается как ~t4.

Раскрытие изобретения

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности определения угловой ориентации объекта за счет перехода от двухкратного к однократному интегрированию показаний акселерометров. Техническим результатом, позволяющим выполнить поставленную задачу, является снижение кратности интегрирования показаний акселерометров и уменьшение скорости роста погрешностей определения угловой ориентации и координат объекта.

Сутью данного изобретения является определение угловой скорости объекта на основе «прямых» показаний акселерометров, т.е. без выполнения процедуры интегрирования. В этом случае при определении угловой ориентации будет использоваться однократное интегрирование показаний акселерометров, что приведет к уменьшению роста погрешности до величины ~t. Для выполнения данного условия предлагается определять базовые навигационные переменные на основе показаний акселерометров (Aaccel,j), где j - номер акселерометра. В общем случае, имеется 12 базовых навигационных переменных

,

где FX, FY, FZ - составляющие «кажущегося» ускорения, - составляющие углового ускорения, WX, WY, XZ - составляющие угловой скорости. Выражение, связывающее значения акселерометров (Aaccel,j) и базовых навигационных переменных (β), имеет следующий вид:

Aaccel,j=Qj·β, где

При этом матрица Q полностью определяется параметрами установки акселерометров: координатами акселерометров (Raccel,j) и ориентацией их чувствительных осей (θaccel,j). Значения β может быть определено на основе решения системы линейных уравнений:

Поскольку имеется 12 базовых навигационных переменных (β), то для их однозначного выделения на основе решения системы уравнений (2) предлагается использовать показания 12-ти акселерометров. При этом взаимное расположение акселерометров и ориентация их чувствительных осей выбираются из следующих условий:

- отсутствие вырожденности матрицы Q;

- максимизация значения детерминанта матрицы Q для снижения величины погрешности вычисления значения β, поскольку в выражении (2) используется Q-1.

Таким образом, увеличение числа акселерометров с 6-ти до 12-ти в предлагаемом изобретении, а также соответствующий выбор координат установки акселерометров и взаимной ориентации их чувствительных осей обеспечивают однозначное решение системы уравнений (2). При этом на основе показаний 12-ти акселерометров осуществляется расчет базовых навигационных параметров, из которых выделяются соответствующие составляющие угловой скорости. Однократное интегрирование составляющих угловой скорости обеспечивает более точное (по сравнению с прототипом) определение угловой ориентации объекта, задаваемое матрицей координатных преобразований.

Краткое описание чертежей

На фигуре представлена структурная схема безгироскопной инерциальной навигационной системы, состоящей из блоков:

1 - модуль первых шести акселерометров;

2 - блок расчета коэффициентов матрицы координатных преобразований;

3 - блок расчета ускорений в связанной системе координат;

4 - блок расчета ускорений в Земной системе координат;

5 - блок расчета навигационных параметров;

6 - модуль вторых шести акселерометров;

7 - блок расчета базовых навигационных переменных;

8 - блок расчета составляющих угловой скорости.

Осуществление изобретения

Безгироскопная инерциальная навигационная система, содержащая распределенное множество акселерометров, состоит из модуля акселерометров (1), блока расчета коэффициентов матрицы координатных преобразований (2), блока расчета ускорений в связанной системе координат (3), блока расчета ускорений в Земной системе координат (4), блока расчета навигационных параметров (5), при этом первые шесть акселерометров имеют координаты

в связанной системе координат, где r - расстояние от точки установки акселерометра до центра системы координат.

Для обеспечения повышенной точности определения угловой ориентации объекта, а так же навигационных параметров: скорости и координат объекта, в устройство введены:

- модуль вторых шести акселерометров (6);

- блок расчета базовых навигационных переменных (7);

- блок расчета составляющих угловой скорости (8).

При этом ориентация чувствительных осей акселерометров (Θ), расположенных в модуле первых шести акселерометров (1), задана в связанной системе координат как

акселерометры, расположенные в модуле вторых шести акселерометров (6), имеют координаты

в связанной системе координат, а ориентация их чувствительных осей задана в связанной системе координат как

Модуль вторых шести акселерометров (6) в сочетании с модулем первых шести акселерометров обеспечивает возможность выделения базовых навигационных переменных: , которые содержат составляющие угловой скорости объекта.

Блок расчета базовых навигационных переменных (7) предназначен для определения данных составляющих (β) на основе показаний акселерометров.

Блок расчета составляющих угловой скорости (8) предназначен для расчета данных составляющих на основе базовых навигационных переменных.

Блоки (7) и (8) могут быть реализованы как аппаратно, так и программно.

Связи между устройствами осуществляются следующим образом:

- выходы модуля первых шести акселерометров (1) и модуля вторых шести акселерометров (6) подсоединены ко входам блока расчета базовых навигационных переменных (7) и блока расчета ускорений в связанной системе координат (3);

- выход блока базовых навигационных переменных (7) подсоединен ко входу блока расчета ускорений в связанной системе координат (3) и ко входу блока расчета составляющих угловой скорости (8);

- выход блока расчета составляющих угловой скорости (8) подсоединен во входу блока расчета коэффициентов матрицы координатных преобразований (2);

- выход блока расчета коэффициентов матрицы координатных преобразований (2) подключен ко входу блока расчета ускорений в Земной системе координат (4);

- выход блока расчета ускорений в связанной системе координат (3) подключен ко входу блока расчета ускорений в Земной системе координат (4);

- выход блока расчета ускорений в Земной системе координат (4) подключен ко входу блока расчета навигационных параметров (5).

Пример конкретной реализации.

Проведенное моделирование показало, что максимальное значение детерминанта матрицы Q, обеспечивающее минимизацию погрешности определения базовых навигационных параметров, выполняется при задании координат установки акселерометров и ориентации их чувствительных осей, представленных ниже в таблицах 1, 2.

Таблица 1
Координаты установки акселерометров
Raccel Acc 1 Acc 2 Асс 3 Acc 4 Acc 5 Acc 6 Acc 7 Acc 8 Acc 9 Acc 10 Acc 11 Acc 12
X 0 0 r r 0 0 -r -r 0 0 0 0
Y r r 0 0 -r -r 0 0 0 0 0 0
Z 0 0 0 0 0 0 0 0 -r -r r r

Таблица 2
Ориентация чувствительных осей акселерометров
θaccel Acc 1 Acc 2 Асс 3 Acc 4 Acc 5 Acc 6 Acc 7 Acc 8 Acc 9 Acc 10 Acc 11 Acc 12
Х 0 0 0 -1 -1 0 0 1 1 0 0 0
Y 0 -1 0 0 0 1 -1 0 0 0 1 0
Z 1 0 -1 0 0 0 0 0 0 1 0 -1

Определение навигационных параметров объекта (координат и скорости ) в текущий момент времени (ti) с помощью предлагаемого устройства выполняется следующим образом:

Показания акселерометра могут быть определены как:

, j∈1-12,

где F - «кажущееся» ускорение объекта в подвижной системе координат; Rj - координаты установки акселерометра (см. табл.1); θaccel,j - ориентация чувствительных осей акселерометров (см. табл.2); W - угловая скорость объекта.

На основе 12-ти акселерометров базовые навигационные параметры β определяются как β=Q-1·Faccel.

Блок расчета базовых навигационных переменных (3) обеспечивает вычисление:

где - элементы матрицы (обратной Qj), det(Q) - детерминант матрицы Q.

Блок расчета составляющих угловой скорости (4) выполняет следующее преобразование на основе полученных составляющих базовых навигационных параметров:

Блок расчета коэффициентов матрицы координатных преобразований (2) выполняет определение угловой ориентации объекта на основе значений угловой скорости W(ti):

Блок расчета ускорений в связанной системе координат (3) выполняет расчет данных ускорений на основе значений составляющих угловой скорости и данных, снимаемых с акселерометров:

Блок расчета ускорений в Земной системе координат (4) определяет данные ускорения путем перевода «кажущегося» ускорения из связанной в Земную систему координат и компенсации из него вектора гравитации:

Pi=Ci·Fi,

Блок расчета навигационных параметров (5) осуществляет расчет скорости V(t,) и координат R(ti) путем однократного и 2-кратного интегрирования ускорений:

Vi=Vi-1+ai·Δt, Ri=Ri-1+Vi·Δt+0.5·ai·Δt2.

Проведем оценку погрешности определения угловой ориентации и расчета координат объекта. Поскольку угловая ориентация определяется на основе однократного интегрирования показаний акселерометров, то это ведет к тому, что погрешность определения угловой ориентации оценивается как ~t. Т.к. координаты определяются на основе последующего двойного интегрирования значений угловой ориентации, то погрешность определения координат так же имеет монотонный рост и оценивается уже как ~t3.

Сравнение оценок роста погрешностей для прототипа и предложенного устройства показало, что предложенное устройство имеет выигрыш по точностным характеристикам определения навигационных параметров за счет уменьшения скорости роста погрешностей: если для прототипа вклад в погрешность ориентации и координат от низкочастотных шумов акселерометров составляет ~t2 ~t4, соответственно, то аналогичные оценки для прототипа выглядят как ~t и ~t3, соответственно.

Применение данного изобретения дает возможность повысить точность определения угловой ориентации объекта, а так же точность определения его навигационных параметров (координат и скорости).

Источники информации

1. Патент США 2010/0268414, G06F 7/00 20060101, G06F 007/00.

2. Патент США 2010/0114517, 702/92; 702/153.

3. Chao-Yu Hung, Chun-Min Fang, and Sou-Chen Lee "A Compensator to Advance Gyro-Free INS Precision", International Journal of Control, Automation, and Systems, vol.4, no.3, p.351-358, June 2006.

Безгироскопная инерциальная навигационная система, содержащая распределенное множество акселерометров, а именно модуль акселерометров, блок расчета коэффициентов матрицы координатных преобразований, блок расчета ускорений в связанной системе координат, блок расчета ускорений в земной системе координат, блок расчета навигационных параметров, при этом первые шесть акселерометров имеют координаты в связанной системе координат,
где r - расстояние от точки установки акселерометра до центра системы координат, при этом выход модуля этих акселерометров подключен во входу блока расчета ускорений в связанной системе координат, выход блока расчета коэффициентов матрицы координатных преобразований подключен ко входу блока расчета ускорений в земной системе координат, выход блока расчета ускорений в связанной системе координат подключен ко входу блока расчета ускорений в земной системе координат, выход блока расчета ускорений в земной системе координат подключен ко входу блока расчета навигационных параметров, отличающаяся тем, что в состав системы введены модуль вторых шести акселерометров, блок расчета базовых навигационных переменных, блок расчета составляющих угловой скорости, при этом ориентация чувствительных осей акселерометров (Θ), расположенных в модуле первых шести акселерометров, задана в связанной системе координат как акселерометры, расположенные в модуле вторых шести акселерометров, имеют координаты в связанной системе координат, а ориентация их чувствительных осей задана в связанной системе координат как при этом выход модуля вторых шести акселерометров соединен со входами блока расчета базовых навигационных переменных и блока расчета ускорений в связанной системе координат, выход модуля первых шести акселерометров соединен со входом блока расчета базовых навигационных переменных, выход блока расчета базовых навигационных переменных соединен со входами блока расчета ускорений в связанной системе координат и блока расчета составляющих угловой скорости, а выход блока расчета составляющих угловой скорости соединен со входом блока расчета коэффициентов матрицы координатных преобразований.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в системах управления подвижными объектами. .

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации подвижных объектов управления. .

Изобретение относится к способу и устройству для измерения ориентации носового шасси летательного аппарата, в частности транспортного летательного аппарата. .

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при выставке бесплатформенных инерциальных навигационных систем управления. .

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов. .

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к навигации подвижных объектов: самолетов, ракет, кораблей, космических аппаратов. .

Изобретение относится к области навигации, а именно к области бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС), и может быть использовано при модернизации бортового оборудования (БО) беспилотных летательных аппаратов, имеющих в своем составе свободные гироскопы (ГС).

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в системах ориентации, определяющих параметры движения объекта, в частности перемещения, линейной скорости, угловой скорости относительно инерциальной, географической, стартовой или других систем координат.

Изобретение относится к системам ориентации и навигации подвижных объектов. .

Заявленное изобретение относится к области носителей, одновременно использующих информацию, получаемую от инерциального блока, и информацию, получаемую от системы спутниковой навигации, например системы GPS. Технический результат состоит в уменьшении, в случае возникновения неисправности у спутника, защитного радиуса вокруг вычисленного положения, ограничивающего ошибку определения истинного положения в соответствии с заданным уровнем риска для целостности, что определяет степень целостности системы. Для этого способ определения навигационных параметров носителя при помощи устройства гибридизации, содержащего фильтр (3) Калмана, формирующий гибридное навигационное решение на основе инерниальных измерений, рассчитанных виртуальной платформой (2), и необработанных измерений сигналов, переданных группой спутников и полученных от системы спутникового позиционирования (GNSS), отличающийся тем, что включает этапы, на которых определяют для каждого из спутников, по меньшей мере, одно отношение (Ir, Ir') правдоподобия между гипотезой наличия у данного спутника неисправности определенного типа и гипотезой отсутствия у спутника неисправности, констатируют наличие у спутника такой неисправности на основе отношения (Ir, Ir') правдоподобия, соответствующего неисправности определенного типа, и порогового значения, оценивают влияние констатированной неисправности на гибридное навигационное решение и корректируют гибридное навигационное решение в соответствии с оценкой влияния констатированной неисправности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к навигации и может быть использовано, например, в качестве гирокомпаса и для определения направления севера. Способ определения курса осуществляется с помощью инерциального устройства (1), обеспечивающего измерения посредством, как минимум, одного вибрационного гироскопа (3), и включает в себя установку инерциального устройства таким образом, чтобы ось гироскопа находилась практически в горизонтальной плоскости, позиционирование инерциального устройства последовательно определенное число раз относительно вертикальной оси, количество положений при этом должно быть больше единицы, настройку электрического угла поворота вибрационного гироскопа в каждом положении на заданную величину (причем данная заданная величина должна быть одинаковой для всех позиций) и определение курса по результатам измерений и углу между вышеуказанными позициями. Изобретение позволяет использовать более простое инерциальное устройство и повысить точность измерений. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Заявляемое изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при выставке бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) управляемого аппарата (УА). Способ включает в себя предварительную обработку сигналов, соответствующих угловым скоростям, измеренным трехкомпонентными датчиками угловых скоростей (ДУС), установленными на УА и самолете-носителе (СН), на маневре СН типа «змейка», основанную на применении метода фильтрации Калмана. При поступлении в вычислитель УА соответствующей команды СН выполняет маневр типа «змейки», при этом начинается выполнение согласования векторов измерений ДУС УА и ДУС СН, по которому минимизируется взвешенная среднеквадратическая ошибка рассогласования измерений ДУС УА относительно измерений ДУС СН. Процесс согласования является рекуррентным. На каждом шаге используются текущие измерения сигналов датчиков, и вычисляется очередное приближение матрицы поворота, определяющей рассогласование осей блока ДУС УА относительно осей блока ДУС СН. В случае отсутствия ошибок измерений процесс завершается полным согласованием осей блоков, при котором измерения ДУС УА точно пересчитываются в измерения ДУС СН. По окончательной матрице поворота вычисляются результирующие оценки углов рассогласования между осями ДУС УА и ДУС СН, которые и определяют ориентацию изделия относительно носителя. Изобретение позволяет привести в готовность УА за короткое время, в частности не превышающее 5 секунд, с требуемой точностью.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в навигационных системах морских, воздушных и наземных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого устройство содержит трехкомпонентный блок датчиков угловых скоростей, трехкомпонентный блок датчиков линейных ускорений, корректор курса, вычислительный блок, блок формирования матрицы направляющих косинусов, интегрирующий блок, фильтр Калмана и блок формирования функций измерений, соединенных между собой соответствующим образом. Схема устройства обеспечивает адаптивную (маятниковую) коррекцию БИНС, реализуемую посредством фильтра Калмана, в котором коэффициент усиления изменяется с учетом текущих значений модулей перегрузки и угловой скорости в блоке формирования функций измерений. При этом могут быть использованы датчики ДУС и ДЛУ средней и низкой точности, в том числе микромеханического типа. 3 ил.
Наверх