Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль

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 морских, воздушных и наземных объектов. Задачей изобретения является повышение точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) путем создания устройства непрерывной коррекции инерциальной курсовертикали.

Классическим алгоритмом вычисления углов ориентации является пересчет показаний датчиков угловых скоростей (ДУС) / проекций абсолютной угловой скорости - ωx, ωy, ωz / в угловые скорости ψ ˙ ,   ϑ ˙ ,    γ ˙ с последующим их интегрированием. Недостатком такого устройства является накапливание во времени погрешности и, как следствие, ограниченное время работы. Для устранения указанного недостатка в систему необходимо вводить дополнительную информацию, характеризующую реальную угловую ориентацию объекта, в частности беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Источником такой информации служат датчики линейного ускорения (ДЛУ). Основные погрешности системы маятниковой коррекции возникают в результате действия постоянных или медленно меняющихся ускорений. В настоящий момент данная проблема решается путем отключения маятниковой коррекции на высокоманевренных участках полета или путем комплексирования блока гироскопов (БГ) с другими системами ориентации (магнитометрическая, видеосистема и др.). Проблема коррекции курсовертикали БИНС заключается в том, что при маневрировании ЛА моменты времени, когда статические оценки крена и тангажа обладают достаточной точностью, могут возникать недопустимо редко. В связи с этим предлагается устройство адаптивной коррекции углов крена и тангажа, в котором коррекция выполняется непрерывно.

Известна бесплатформенная инерциальная курсовертикаль, описанная в патенте RU 2249791 C2, МПК G01C 21/16, опубл. 10.04.2005, принятая нами за прототип.

Данная бесплатформенная инерциальная курсовертикаль с контуром коррекции содержит трехканальный блок датчиков угловых скоростей (ДУС), трехканальный блок датчиков линейных ускорений (ДЛУ), блок интеграторов, формирователь производных от углов ориентации, блок коррекции, блок вычисления наблюдаемой вертикали, блок вычисления ошибок курсовертикали, фильтр, блок выставки курса.

Угловые скорости, измеренные трехканальным блоком ДУС и преобразованные в производные от углов ориентации, содержат ошибки, обусловленные систематическими и случайными погрешностями измерений. Предполагается, что при интегрировании угловых скоростей ошибка не накапливается из-за вычитания постоянных составляющих ошибки. Крен и тангаж корректируются блоком коррекции с использованием сигналов ДЛУ. Курс корректируется блоком коррекции с использованием блока выставки курса. Ошибки курсовертикали компенсируются в блоке коррекции, проходя через фильтр высоких частот.

Недостаток данного устройства заключается в том, что при маневрировании ЛА моменты времени, когда оценки крена и тангажа обладают достаточной точностью, могут возникать недопустимо редко из-за наличия в сигналах акселерометров медленно меняющихся и быстро меняющихся линейных и поворотных ускорений. Это может привести к возникновению значительных погрешностей в показаниях крена и тангажа.

Целью изобретения является обеспечение непрерывной коррекции БИНС по углам крена и тангажа с требуемой точностью, в том числе и в динамических режимах полета.

Поставленная цель достигается за счет того, что в бесплатформенную инерциальную курсовертикаль, содержащую трехкомпонентный блок датчиков угловых скоростей, трехкомпонентный блок датчиков линейных ускорений, корректор курса и интегрирующий блок, выходы которых подключены соответственно к первому, второму, третьему и четвертому входам вычислительного блока, дополнительно введены блок формирования матрицы направляющих косинусов, фильтр Калмана и блок формирования функций измерений, причем первые входы блока формирования направляющих косинусов, фильтра Калмана и блока формирования функций измерений соединены с выходом трехкомпонентного блока датчиков угловых скоростей, вторые входы фильтра Калмана и блока формирования функций измерений соединены с выходом трехкомпонентного блока датчиков линейных ускорений, выход блока формирования матрицы направляющих косинусов подключен к интегрирующему блоку, выход фильтра Калмана подключен к второму входу блока формирования матрицы направляющих косинусов и к третьему входу блока формирования функций измерений, выход которого подключен к третьему входу фильтра Калмана.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где приведены:

на фиг. 1 - структурная схема заявляемого устройства;

на фиг. 2, 3 графически представлены результаты обработки полетных данных вертолета с заявляемой курсовертикалью (оценки тангажа - фиг. 2 и оценки крена - фиг. 3).

Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль (фиг. 1) содержит трехкомпонентный блок 1 датчиков угловых скоростей, трехкомпонентный блок 2 датчиков линейных ускорений, корректор 3 курса, вычислительный блок 4, блок 5 формирования матрицы направляющих косинусов, интегрирующий блок 6, фильтр 7 Калмана и блок 8 формирования функций измерений, соединенные между собой соответствующим образом.

Предлагаемая структурная схема устройства обеспечивает адаптивную (маятниковую) коррекцию курсовертикали БИНС, реализуемую посредством фильтра 7 Калмана, в котором коэффициент усиления изменяется с учетом текущих значений модулей перегрузки и угловой скорости в блоке 8.

Изменения крена и тангажа описываются уравнениями Пуассона в интегрирующем блоке 6. Уточнение углов ориентации происходит в блоке направляющих косинусов 5. В блоке 8 происходит преобразование сигналов акселерометров ДЛУ блока 2, в зависимости от текущих параметров полета, которые используются для адаптивного оценивания вектора состояния при помощи фильтра 7 Калмана. За счет этого зависимость точности маятниковой коррекции от вида движения ЛА ослабляется до уровня, позволяющего использовать датчики ДУС и ДЛУ средней и низкой точности, в том числе микромеханического типа. Курс БИНС корректируется по сигналам магнитометрических датчиков 3.

Суть работы устройства излагается ниже.

По измерениям блоков датчиков ДУС 1 и ДЛУ 2 определяются текущие углы крена γ, тангжа ϑ и рыскания ψ из уравнений Пуассона

где матрица направляющих косинусов А, задающая переход от навигационной системы координат (СК) PNUE к связанной СК OXYZ, и кососимметрическая матрица Ω имеют следующий вид:

Матричное уравнение Пуассона (1) решается в дискретном виде с учетом начальных условий матрицы направляющих косинусов А, то есть задаются начальные значения крена γ и тангажа, ϑ и угла рысканья ψ,

Расчет крена и тангажа по матрице поворота выполняется в вычислительном блоке 4 с помощью соотношений:

Вектор состояния адаптивного фильтра 7 Калмана представлен ниже:

где ϑ - тангаж, γ - крен, V - модуль вектора земной скорости на момент i,

i - номер дискретного момента времени измерений датчиков. При i=0, x 0 N { x ¯ 0 , P ¯ 0 } .

Вектор наблюдений, обозначаемый далее Z, содержит измерения акселерометров, поступающих с блока 2 датчиков линейных ускорений, и параметры полета ЛА

Здесь vi - вектор ошибок измерений с заданной постоянной ковариационной матрицей R. Функции fx, fy, fz определяют связь измерений перегрузок с параметрами полета. Точные соотношения для этих функций имеют вид:

Здесь Vx, Vy, Vz - проекции вектора земной скорости на связанные оси ЛА.

Полный учет соотношений (7) при ограничении состава датчиков только ДЛУ и ДУС не представляется возможным, поэтому принимается упрощающее допущение о малости углов атаки и скольжения, а также допущение о постоянстве модуля путевой скорости на интервале дискретизации Δt.

При этом имеют место соотношения: Vx=V, V ˙ = V y = V z = 0 и уравнения (7) упрощаются

С учетом (7) матрица Якоби вектора наблюдений (8) имеет вид

Соотношения (8) являются приближенными. Степень приближения зависит от отклонения модуля перегрузки от единицы. Чем больше модуль перегрузки отличается от единицы, тем менее точны эти уравнения и тем больше дисперсии σ nxi 2 , σ nyi 2 , σ nzi 2 . Данные дисперсии задаются линейной функцией вида

где n = | n x i 2 + n y i 2 + n z i 2 1 | .

Здесь k0,k1 - коэффициенты.

Текущий вектор состояния (5) рассчитывается по уравнениям Пуассона (1) с учетом (2), (3). При этом уравнения объекта принимаются в виде:

Здесь xiq - вектор, в котором компоненты крена и тангажа рассчитаны по соотношениям (3), а компонента скорости принимается равной ее априорному значению на момент текущих измерений; wi - вектор возмущений с ковариационной матрицей Qi:

Случайные процессы w ϑ i , w γ i учитываются дисперсиями σ ϑ 2 , σ γ 2 и задаются с учетом точности гироскопов. Случайный процесс w V i учитывается дисперсией σ v .

Фильтр Калмана строится для оценивания вектора состояния (5) с дискретной моделью объекта (3) и дискретной моделью наблюдения (9) с учетом (10).

Для запуска алгоритма фильтра используются статистики х0, P ¯ 0 начального априорного распределения вектора состояния.

При очередном i-ом отсчете измерений датчиков фильтр 7 Калмана определяет статистики x ^ i , Pi апостериорного нормального распределения N { x ^ i , P i } и статистики x ¯ i + 1 , P ¯ i + 1 априорного распределения вектора состояния N { x ¯ i + 1 , P ¯ i + 1 } для следующего (i+1)-го момента времени.

Расчет статистик апостериорного распределения N { x ^ 1 , P i } выполняется по известным соотношениям

Здесь Ki - матричный коэффициент усиления фильтра; Z ¯ i - оценка вектора наблюдений.

Работа заявляемого устройства проверялась на вертолете Robinson и оценивалась посредством обработки полетных данных вертолета, для чего:

1. Определялась ориентация ЛА по алгоритму комплексирования измерений приемника СНС с датчиками ДУС и ДЛУ на скользящем интервале наблюдений.

2. Определялись крен и тангаж по алгоритму при помощи бесплатформенной инерциальной курсовертикали с маятниковой коррекцией.

В задачах обработки полетных данных вертолета (фиг. 2 и 3) требовалось соблюдение близости оценок крена и тангажа к оценкам, полученным иным способом, а именно - с помощью алгоритма ориентации при комплексировании информации от ДУС и ДЛУ с измерениями проекций земной скорости, поступающими от приемника СНС. Также проверялось соответствие получаемых оценок показаниям контрольного прибора.

Для случаев, когда положение ЛА является близким к установившемуся, имеет место идеальный случай адаптивной маятниковой коррекции. При этом оценки крена и тангажа, определяемые по фильтру Калмана, заменяются оценками, вычисляемыми непосредственно по показаниям ДЛУ в вычислителе.

Таким образом, с помощью предлагаемого устройства решается задача оценивания вектора (5) x i T = [ ϑ γ V ] по наблюдениям (9) с учетом одношагового алгоритма ориентации (3). Получаемые при этом оценки вектора (5) на каждом шаге пересчитываются в матрицу направляющих косинусов (3).

Расчеты показывают, что устройство работает при изменении углов тангажа и крена в пределах абсолютных значений до 70-80 градусов.

Техническим результатом использования изобретения является повышение точности и обеспечение непрерывности коррекции углов тангажа и крена в условиях маневрирования в полете. Изобретение позволяет использовать датчики ДУС и ДЛУ средней и низкой точности, в том числе микромеханического типа.

Заявляемое устройство является реализуемым и может быть использовано на всех типах ЛА. В качестве датчиков угловых скоростей могут быть использованы микромеханические гироскопические датчики, при этом блок формирования матрицы направляющих косинусов, фильтр Калмана и блок формирования функций измерений могут быть реализованы на стандартных элементах вычислительной техники.

Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль, содержащая трехкомпонентный блок датчиков угловых скоростей, трехкомпонентный блок датчиков линейных ускорений, корректор курса и интегрирующий блок, выходы которых подключены соответственно к первому, второму, третьему и четвертому входам вычислительного блока, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены блок формирования матрицы направляющих косинусов, фильтр Калмана и блок формирования функций измерений, причем первые входы блока формирования матрицы направляющих косинусов, фильтра Калмана и блока формирования функций измерений соединены с выходом трехкомпонентного блока датчиков угловых скоростей, вторые входы фильтра Калмана и блока формирования функций измерений соединены с выходом трехкомпонентного блока датчиков линейных ускорений, выход блока формирования матрицы направляющих косинусов подключен к интегрирующему блоку, выход фильтра Калмана подключен к второму входу блока формирования матрицы направляющих косинусов и к третьему входу блока формирования функций измерений, выход которого подключен к третьему входу фильтра Калмана.



 

Похожие патенты:

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

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 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.

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 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