Способ определения углового положения управляемого аппарата, подвешенного к самолету-носителю

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 области приборостроения и может быть использовано при выставке бесплатформенных инерциальных навигационных систем управляемого аппарата (БИНС УА).

Известен способ (патент RU 2348010 C1, МПК G01C 21/16, опубл. 27.02.2009) определения начальной выставки приборной системы координат бесплатформенного инерциального блока (БИБ) управляемого объекта, установленного на пусковой установке (ПУ), относительно базовой (стартовой) системы координат, материализованной стабилизированной платформой курсовертикали (KB), также установленной на ПУ. Сущность данного способа заключается в том, что осуществляют разворот пусковой установки с БИБ и выставку ее на первые заданные углы возвышения и азимута; проводят измерения акселерометрами БИБ в малоподвижном относительно Земли положении пусковой установки на интервале времени от t0 до tn; определяют в вычислительном устройстве (ВУ) n приращений каждой из проекций вектора кажущейся скорости (ВКС) на оси приборной системы координат (ПСК) за известные заданные интервалы времени от t0 до tj (j=1, …, n) и получают проекции ВКС на оси ПСК; проводят оценку каждой полученной проекции ВКС на оси ПСК и рассчитывают оценку каждой проекции вектора кажущегося ускорения (ВКУ) на оси ПСК; по оценкам проекций ВКУ прогнозируют на некоторый заданный момент времени Т1 значение каждой проекции ВКУ на оси ПСК; выполняют измерения датчиками углов курсовертикали на том же интервале времени от t0 до tn и определяют n значений каждого из углов Эйлера; проводят оценки каждого из углов Эйлера, по полученным оценкам углов Эйлера прогнозируют значение углов Эйлера на тот же заданный момент времени Т1, по полученным значениям углов Эйлера определяют угловое положение связанной системы координат (ССК) относительно БСК; по показаниям акселерометров курсовертикали определяют проекции ВКУ на оси БСК; по угловому положению ССК относительно БСК и проекциям ВКУ на оси БСК определяют проекции ВКУ на оси ССК; затем осуществляют разворот пусковой установки с БИБ и выставляют ее на вторые заданные углы возвышения и азимута; по сигналам с акселерометров БИБ, а также сигналам акселерометров и датчиков углов курсовертикали, повторяя те же операции, что и на первых углах возвышения и азимута, в ВУ определяют проекции второго ВКУ на оси ПСК и ССК на другой заданный момент времени Т2 и угловое положение ССК относительно БСК; по полученным значениям проекций двух векторных величин - двух ВКУ на оси ПСК и ССК определяют в ВУ угловое положение ПСК относительно ССК и, учитывая известное угловое положение ССК относительно БСК, выполняют вышеуказанное определение углового положения ПСК относительно БСК; по спрогнозированным на заданный другой момент времени Т2 проекциям ВКУ на оси ПСК уточняют в ВУ угловое положение ПСК относительно плоскости горизонта базовой (стартовой) системы координат.

Недостатком данного способа является невозможность использования его для выставки БИНС управляемого аппарата в полете от базовой ИНС носителя.

Известен также способ, описанный в статье Савельева В.М., Антонова Д.А. Выставка бесплатформенной инерциальной навигационной системы беспилотного летательного аппарата на подвижном основании. Электронный журнал «Труды МАИ», выпуск №45 (принятый нами за прототип).

Согласно известному способу начальная выставка БИНС управляемого аппарата (УА), в частности беспилотного летательного аппарата (БПЛА), осуществляется путем совместной обработки методом фильтрации Калмана углов курса, крена, тангажа, а также скоростей и координат самолета-носителя (СН) и закрепленного на внешней подвеске БПЛА.

Недостатком данного способа является длительное время, порядка нескольких минут, требуемое для оценки углов рассогласования между осями связанных систем координат СН и закрепленного на внешней подвеске БПЛА, что не приемлемо для выставки БИНС боевого управляемого аппарата.

Целью предлагаемого изобретения является обеспечение возможности определения углов рассогласования осей связанных систем координат УА и СН в полете, которые используются для начальной выставки, за короткое время (не более 5 сек) и с требуемой точностью.

Поставленная цель достигается за счет того, что согласно заявляемому способу определения углового положения управляемого аппарата (УА), подвешенного к самолету-носителю (СН), использующему выходные сигналы бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) УА и БИНС СН для совместной обработки методом фильтрации Калмана, в качестве выходных сигналов БИНС используют сигналы, соответствующие угловым скоростям, измеренным трехкомпонентными датчиками угловых скоростей (ДУС), установленными на УА и СН, причем измерение угловых скоростей производят с использованием маневра СН типа «змейка», и на их основе, путем согласования векторов угловых скоростей УА и СН, осуществляют определение углов рассогласования векторов угловой скорости УА и СН.

Для определения ориентации изделия относительно носителя, т.е. привязки осей, необходимо определить матрицу поворота, определяемую тремя углами рассогласования осей координат БИНС УА и СН. Их определение выполняют путем согласования векторов угловых скоростей УА и СН.

Для этого в БИНС УА должны поступать сигналы измерения угловых скоростей СН с частотой не менее 20 Гц. При этом СН в течение 5 секунд должен выполнять маневр типа «змейки», или ее части, с амплитудой угловых скоростей по курсу и крену порядка 7-10 [град/с].

Определение углов рассогласования начинается по команде о начале маневра, поступающей в вычислитель УА, и заканчивается через 5 секунд. Правильность решения контролируется по величине остаточной ошибки рассогласования векторов угловых скоростей.

Определение углов рассогласования выполняется путем дискретного оценивания вектора состояния, состоящего из трех искомых углов, для которого задается априорное нормальное распределение. Основные положения способа следующие.

Определяемый вектор состояния принимается в виде

Здесь ψ - угол рассогласования осей по рысканию, ϑ - угол рассогласования осей по тангажу, γ - угол рассогласования осей по крену, i - номер дискретного момента времени измерений, отсчитываемый от момента начала маневра.

Обозначим: ωх1, ωy1, ωz1 - угловые скорости самолета носителя; ωх2, ωy2, ωz2 - угловые скорости БИНС УА. Вектор наблюдений угловых скоростей БИНС УА, обозначаемый Z, связан с вектором угловых скоростей СН с помощью матрицы поворота, обозначаемой Е:

Здесь Vi - вектор ошибок измерений с ковариационной матрицей R.

Компоненты вектора (1) полагаются случайными величинами, а процессы их изменения марковскими.

Дискретные модели их измерения описываются стохастическими разностными уравнениями первого порядка.

Здесь Tψ, Тϑ, Тγ - постоянные времени корреляции; wψi, wϑi, wγi - случайные процессы дискретного белого шума с заданной ковариационной матрицей Q

.

Матрица дискретной модели объекта имеет вид

Матрица Якоби вектора наблюдений Z имеет вид

.

Здесь fx, fy, fz - функции, указанные в (2).

Ставится задача оценивания вектора (1) по наблюдениям (2) при условии заданных ковариационных матриц R, Q и априорного распределения õ 0 N{ x ¯ 0 Ð ¯ 0 } . Процесс определения представляется рекуррентным алгоритмом, решаемым в реальном времени вычислителем БИНС УА.

Процесс определения углов рассогласования осей представим пошагово:

Шаг 0.

Задание априорного распределения: õ 0 N{ x ¯ 0 Ð ¯ 0 } и матриц R, Q.

Шаг 1.

Начало цикла фильтрации по команде начала маневра.

Ввод очередного отсчета измерений ДУС БИНС УА и ДУС БИНС СН.

Шаг 2.

Прогноз математического ожидания вектора (1) решением уравнений (3) при wψi=0, wϑi=0, wγi=0.

Шаг 3.

Формирование матриц F и Н по (4) и (5).

Шаг 4.

Прогноз ковариационной матрицы.

P ¯ = F P ^ F T + Q

Шаг 5.

Определение коэффициента усиления фильтра.

K = P ¯ H T ( H P H T + R ) 1

Шаг 6.

Определение апостериорной ковариационной матрицы.

P ^ = ( I K H ) P ¯ ( I K H ) T + K R K T .

Шаг 7.

Определение оценки вектора измерений Z ¯ по (2) при Vi=0.

Шаг 8.

Определение невязки. Z Z ¯ и оценки вектора (1).

x ^ = x ¯ + K ( Z Z ¯ )

Шаг 9.

Определение вектора рассогласования угловых скоростей СН и БИНС УА.

Шаг 10.

Рекурсия апостериорного распределения.

x ¯ = x ^ , P ¯ = P ^ .

Шаг 11.

Переход к шагу 1 при условии, что время фильтрации не истекло.

Шаг 12.

Контроль правильности решения проверкой малости среднего модуля рассогласования угловых скоростей | ε ¯ | на последней секунде маневра. В данном примере пороговое значение, по которому принимается решение о правильной оценке углов рассогласования осей достаточно принять равным 0.1 [град/с].

Таким образом, использование изобретения позволяет привести в готовность управляемый аппарат за короткое время, в частности не превышающее 5 секунд, с требуемой точностью.

Способ определения углового положения управляемого аппарата (УА), подвешенного к самолету-носителю (СН), использующий выходные сигналы бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) УА и БИНС СН для совместной обработки методом фильтрации Калмана, отличающийся тем, что в качестве выходных сигналов БИНС используют сигналы, соответствующие угловым скоростям, измеренным трехкомпонентными датчиками угловых скоростей (ДУС), установленными на УА и СН, причем измерение угловых скоростей производят с использованием маневра СН типа «змейка», и на их основе, путем согласования векторов угловых скоростей УА и СН, осуществляют определение углов рассогласования векторов угловой скорости УА и СН.



 

Похожие патенты:

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.

Заявленное изобретение относится к области носителей, одновременно использующих информацию, получаемую от инерциального блока, и информацию, получаемую от системы спутниковой навигации, например системы GPS.

Изобретение относится к области приборостроения инерциальных навигационных систем и может использоваться для определения текущих координат объекта и его угловой ориентации.

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 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.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения траектории движения транспортных средств и знакопеременных перемещений объектов. Устройство для измерения перемещений объекта содержит акселерометр 1, реверсивный счетчик 2, регистр 3, вычислитель 4. Введены также первое 5 и второе 6 входные буферные устройства, выходное буферное устройство 7, сумматор 8, триггер знака 9, логический элемент ИЛИ 10, резисторы привязки 11, первую 12 и вторую 13 группы диодов. Катоды диодов одной группы 12 попарно объединены с катодами соответствующих диодов другой группы 13 и соединены через соответствующие резисторы привязки 11 с минусовой шиной питания и с соответствующими входами второго входного буферного устройства 6. Достигаемым техническим результатом является повышение точности измерения траектории перемещения объекта за счет компенсации технологического разброса характеристики акселерометра и использования цифрового метода обработки показаний акселерометра. 1 ил.

Изобретение относится к бесплатформенным инерциальным вертикалям и может найти применение в микро-, мини- и легких беспилотных летательных аппаратах для определения угловой ориентации относительно местной вертикали при выполнении сложных маневров, в том числе и фигур высшего пилотажа. Технический результат - построение всережимной микроминиатюрной бесплатформенной инерциальной вертикали на «грубых» чувствительных элементах. Для этого используется трехканальный блок микромеханических датчиков линейных ускорений (погрешности до 0,05 м/с2) и трехканальный блок микромеханических датчиков угловых скоростей (погрешности до 0,2°/c) с высокими техническими характеристиками без использования внешней коррекции. При этом обеспечивается автоматическая выставка вертикали, списание погрешности датчиков угловых скоростей непосредственно перед полетом и периодической коррекции датчиков угловых скоростей в полете, а также использование кватернионных вычислений. 3 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов. Технический результат - повышение точности и обеспечение непрерывности коррекции углов курса, тангажа и крена подвижного объекта, в частности летательного аппарата (ЛА) в условиях маневрирования в полете. Для этого устройство содержит трехкомпонентный блок датчиков угловых скоростей, трехкомпонентный блок датчиков линейных ускорений, трехкомпонентный магнитометрический датчик, вычислительный блок, блок формирования матрицы направляющих косинусов, фильтр Калмана и блок формирования функций измерений, соединенных между собой соответствующим образом. В устройство дополнительно введены блок определения параметров напряженности магнитного поля Земли, подключенный к вычислительному блоку, блок формирования кватернионов, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым выходом вычислительного блока, с выходом трехкомпонентного блока датчиков угловых скоростей и со вторым выходом фильтра Калмана, и блок формирования матрицы погрешностей системы, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами трехкомпонентного блока датчиков угловых скоростей и трехкомпонентного блока датчиков линейных ускорений, а выход подключен ко второму входу фильтра Калмана. Выходы вычислительного блока по сигналам курса, тангажа и крена являются выходами устройства. Изобретение позволяет использовать магнитометрические датчики, датчики угловой скорости (ДУС) и линейного ускорения (ДЛУ) средней и низкой точности, в том числе микромеханического типа. Кроме того, в процессе определения магнитного курса списывается остаточная девиация трехкомпонентного магнитометрического датчика магнитного курса и сглаживаются ошибки измерения магнитного курса из-за аномальных магнитных полей. 2 ил.

Изобретение относится к способу для определения навигационных данных и устройству для осуществления этого способа. В способе для определения навигационных данных с помощью первого навигационного устройства (310) определяют результаты измерения углов ориентации. Далее, инициализируют второе навигационное устройство (320) с помощью результатов измерения углов ориентации, определенных первым навигационным устройством (310). В оба навигационных устройства от датчикового блока поступают результаты измерения угловой скорости и ускорения для определения результатов измерения углов ориентации. В этом процессе вероятность создания ошибочных результатов измерения углов ориентации первым навигационным устройством (310) ниже заданной частоты появления ошибок углов ориентации, а вероятность создания ошибочных результатов измерения углов ориентации вторым навигационным устройством (320) выше заданной частоты появления ошибок углов ориентации. Если один из определенных результатов измерения углов ориентации отклоняется от соответствующего опорного значения углов ориентации на значение, которое больше заданного значения допуска углов ориентации, то имеет место ошибочное измерение углов ориентации. Техническим результатом изобретения является обеспечение данных об истинном курсе и углах ориентации после фазы инициализации и ориентирования навигационной системы с требуемой точностью и целостностью. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к способу для определения навигационных данных и устройству для осуществления этого способа. В способе для определения навигационных данных с помощью первого навигационного устройства (310) определяют результаты измерения углов ориентации. Далее, инициализируют второе навигационное устройство (320) с помощью результатов измерения углов ориентации, определенных первым навигационным устройством (310). В оба навигационных устройства от датчикового блока поступают результаты измерения угловой скорости и ускорения для определения результатов измерения углов ориентации. В этом процессе вероятность создания ошибочных результатов измерения углов ориентации первым навигационным устройством (310) ниже заданной частоты появления ошибок углов ориентации, а вероятность создания ошибочных результатов измерения углов ориентации вторым навигационным устройством (320) выше заданной частоты появления ошибок углов ориентации. Если один из определенных результатов измерения углов ориентации отклоняется от соответствующего опорного значения углов ориентации на значение, которое больше заданного значения допуска углов ориентации, то имеет место ошибочное измерение углов ориентации. Техническим результатом изобретения является обеспечение данных об истинном курсе и углах ориентации после фазы инициализации и ориентирования навигационной системы с требуемой точностью и целостностью. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Заявляемое изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при выставке бесплатформенных инерциальных навигационных систем управляемого аппарата. Способ включает в себя предварительную обработку сигналов, соответствующих угловым скоростям, измеренным трехкомпонентными датчиками угловых скоростей, установленными на УА и самолете-носителе, 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.

Наверх