Способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы

Изобретение, характеризуемое как способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) во время нахождения летательного аппарата (ЛА) на аэродроме, после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на аэродроме, осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления и внешней информации, поступающей, по меньшей мере, от спутниковой навигационной системы (СНС), относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных БИНС. Упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления. Совместная обработка информации дополнительно включает фильтрацию полученных упомянутых оценок поправок по условиям наблюдаемости и достоверности, причем оценки поправок, удовлетворяющие упомянутым критериям, и/или нулевые значения для оценок, не удовлетворяющих упомянутым критериям, вносят в качестве соответствующих оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления, включая углы ориентации, определенные на этапе начальной выставки, непосредственно в момент отрыва ЛА от взлетно-посадочной полосы. Технический результат - повышение точности начальной выставки БИНС. 2 н. и 1 з.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в первую очередь в авиационных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС).

Основными режимами работы БИНС являются режимы начальной выставки и навигации [1-7]. Режим начальной выставки используется, прежде всего, для определения параметров ориентации приборного трехгранника БИНС относительно географической системы координат. Существует несколько режимов выставки, зависящих от условий эксплуатации БИНС и типа объекта, на который она установлена. Например, для авиационных приложений используется три режима выставки: автономная выставка на неподвижном основании, выставка по заданному курсу, выставка на подвижном основании при использовании разного рода внешней навигационной информации.

Решение задачи выставки обычно включает в себя два этапа: грубого горизонтирования на основе осреднения показаний инерциальных датчиков, и точной выставки, основанной на использовании различных способов оценивания и модели гирокомпасирования.

Применительно к задаче начальной выставки авиационной БИНС на аэродроме базирования используются процедуры, основанные на данных о неподвижности относительно Земли корпуса самолета и данных о значении географических координат.

Точность всех способов начальной выставки зависит от класса точности инерциальных датчиков, используемого временного интервала выставки, а также от интенсивности внешних возмущений, действующих на самолет во время этого режима (ветровые нагрузки, погрузочные работы и прочее).

В последнее время наблюдаются тенденции к сокращению времени готовности выставки и ужесточению требований к чувствительности способа выставки к указанным возмущениям.

По завершении режима выставки система переводится в режим навигации, в котором на основе показаний инерциальных датчиков и выработанных параметров ориентации приборного трехгранника осуществляется счисление и выдача полного набора навигационных параметров. Из этого непосредственно следует, что достигнутая точность выставки в значительной мере определяет точность последующего режима навигации.

Вместе с тем после начальной выставки и после перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения летательного аппарата на аэродроме, в некоторых способах осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления и внешней информации, поступающей от спутниковой навигационной системы, причем упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления. Однако полученные данные вносятся в качестве оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления непосредственно после их получения, что зачастую приводит не к повышению точности первоначальной выставки, а к противоположному эффекту, т.к. поступающие данные содержат ошибки, вызванные искажением внешних сигналов, т.е. в итоге происходит наращивание ошибок, а соответственно снижается точность сигнала БИНС.

Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, заключается в исключении возможности внесения ошибочных данных в режиме «навигация», что позволяет достичь такой технический результат, как повышение точности начальной выставки БИНС, тем самым повысив точность получаемых от БИНС данных в режиме полета.

Заявленный технический результат достигается способом повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) во время нахождения летательного аппарата (ЛА) на аэродроме, в котором после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на аэродроме, осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления и внешней информации, поступающей, по меньшей мере, от спутниковой навигационной системы (СНС), причем упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления. Кроме того, совместная обработка информации дополнительно включает фильтрацию полученных упомянутых оценок поправок по условиям наблюдаемости и достоверности, причем оценки поправок, удовлетворяющие упомянутым критериям, и/или нулевые значения для оценок, не удовлетворяющих упомянутым критериям, вносят в качестве соответствующих оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления, включая углы ориентации, определенные на этапе начальной выставки, непосредственно в момент отрыва ЛА от взлетно-посадочной полосы.

В случае отсутствия признаков движения ЛА, формируемых на основании информации инерциальных датчиков и СНС, в качестве внешней информации используют информацию о нулевой скорости движения ЛА.

Также заявленный технический результат достигается способом повышения точности начальной выставки БИНС во время нахождения ЛА на взлетной площадке, в котором после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на взлетной площадке, осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления и внешней информации, поступающей, по меньшей мере, от СНС, упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления. Кроме того, в качестве внешней информации используют информацию о нулевой скорости движения ЛА, совместная обработка информации дополнительно включает фильтрацию полученных упомянутых оценок поправок по условиям наблюдаемости и достоверности, причем оценки поправок, удовлетворяющие упомянутым критериям, и/или нулевые значения для оценок, не удовлетворяющих упомянутым критериям, вносят в качестве соответствующих оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления, включая углы ориентации, определенные на этапе начальной выставки, непосредственно в момент отрыва ЛА от взлетной площадки.

Для авиационных приложений типичной является ситуация, когда самолет после перехода в режим навигации продолжительное время находится на аэродроме: неподвижен, либо выполняет рулежку, включая разбег по взлетно-посадочной полосе. Этот интервал функционирования БИНС целесообразно использовать для повышения точности начальной выставки. В отличие от типовых способов выставки, в предлагаемом способе используются выходные навигационные данные БИНС: координаты, скорости, углы ориентации корпуса. В качестве внешней информации используются данные системы спутниковой навигации (координаты, скорости), установленной на самолете, а также информация о нулевой скорости при стоянке или остановке самолета в процессе перемещения по аэродрому.

Суть способа повышения точности выставки состоит в следующем. При переходе в режим навигации анализируются отклонения параметров ориентации от средних значений этих же параметров на некотором интервале времени, а также величины горизонтальных составляющих скорости и ускорения. На основе анализа указанных параметров принимается решение о состоянии объекта: объект неподвижен или совершает маневрирование по аэродрому.

При фиксации неподвижности объекта производится оценка угловых погрешностей выставки и первичных погрешностей путем совместной обработки выходной информации БИНС и нулевой скорости в качестве внешней информации на основе уравнений ошибок БИНС с помощью фильтрации. Также используются (при наличии) позиционные и скоростные данные от спутниковой навигационной системы.

Если фиксируется начало маневрирования объекта, то коррекция по нулевой скорости не осуществляется, пока вновь не будет зафиксирована неподвижность. В случае движения при наличии достоверной информации от спутниковой навигационной системы используется поступающая от нее информация о координатах и скоростях. При ее отсутствии фильтр продолжает работать в режиме прогноза вплоть до появления достоверных данных.

В процессе нахождения самолета на аэродроме до момента отрыва от взлетно-посадочной полосы проводится анализ достоверности полученных оценок поправок к выходным параметрам БИНС, включая угловые ошибки приборного трехгранника, и оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы. Анализ учитывает время нахождения объекта на аэродроме, качество корректирующей спутниковой информации, свойства наблюдаемости первичных погрешностей. При выполнении критериев достоверности оценки вносятся единовременно в момент отрыва самолета от взлетно-посадочной полосы в виде разовых поправок к выходным параметрам БИНС, включая углы ориентации приборного трехгранника, и к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, которые учитываются при первичной обработке сигналов инерциальных датчиков.

Наиболее целесообразным использовать данный способ для летательных аппаратов с горизонтальным взлетом (самолетов), так как самолет проводит перед взлетом достаточно большой интервал времени на аэродроме, однако для летательных аппаратов с вертикальным взлетом (вертолетов) его также можно использовать, т.к. у вертолетов также наличествует интервал времени перед отрывом от взлетной площадки. Отличие будет заключаться только в использовании данных, характеризующих признак движения летательного аппарата. Так, для летательных аппаратов с вертикальным взлетом, в качестве признаков движения будет постоянно использована информация о нулевой скорости движения ЛА, тогда как для летательных аппаратов с горизонтальным взлетом признак движения будет формироваться в зависимости от движения или остановки летательного аппарата, т.е. при движении будут использоваться данные от спутниковой навигационной системы о координатах и скоростях, а при остановке - данные о нулевой скорости.

Таким образом, за счет такой дополнительной операции по обработке данных критериям наблюдаемости и достоверности в значительной мере повышается точность вносимых оценок поправок, а за счет того, что полученные оценки вносят в момент отрыва летательного аппарата, увеличивается время, необходимое для получения точных оценок, и возникает время для определения достоверности полученных данных, что позволяет исключить возможность внесения ошибочных оценок.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Голован Α.Α., Парусников Н.А., Математические основы навигационных систем, Часть I, Математические модели инерциальной навигации. 3-е издание, исправленное и дополненное, МАКС Пресс Москва, ISBN 978-5-317-03803-8, 2011, 136 с. ISBN 978-5-317-03803-8.

2. Голован Α.Α., Парусников Н.А., Математические основы навигационных систем, Часть II, Приложения методов оптимального оценивания к задачам навигации, 2-е издание исправленное и дополненное, МАКС Пресс Москва, 2012, 172 с. ISBN 978-5-317-04224-0.

3. George Т. Schmidt, Richard Ε. Phillips, INS/GPS Integration Architectures, in NATO RTO Lecture Series 232 PRE-PRINTS, Advances in Navigation Sensors and Integration Technology, May 2004, pp. 5-1-5-18.

4. RU 2529757 C1, Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро", 27.09.2014.

5. RU 2238522 C1, Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро", 20.10.2004.

6. RU 2434202 C1, Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро", 20.11.2011.

7. RU 2334199 C1, Закрытое акционерное общество "Лазекс", 20.09.2008.

1. Способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) во время нахождения летательного аппарата (ЛА) на аэродроме, после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на аэродроме, осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления и внешней информации, поступающей, по меньшей мере, от спутниковой навигационной системы (СНС), упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления, отличающийся тем, что совместная обработка информации дополнительно включает фильтрацию полученных оценок поправок по условиям наблюдаемости и достоверности, причем оценки поправок, удовлетворяющие упомянутым критериям, и/или нулевые значения для оценок, не удовлетворяющих упомянутым критериям, вносят в качестве соответствующих оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления, включая углы ориентации, определенные на этапе начальной выставки, непосредственно в момент отрыва ЛА от взлетно-посадочной полосы.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в случае отсутствия признаков движения ЛА, формируемых на основании информации инерциальных датчиков и СНС, в качестве внешней информации используют информацию о нулевой скорости движения ЛА.

3. Способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) во время нахождения летательного аппарата (ЛА) на взлетной площадке, после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на взлетной площадке, осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления
и внешней информации, поступающей, по меньшей мере, от спутниковой навигационной системы (СНС), упомянутая обработка информации включает формирование оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и формирование оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления, отличающийся тем, что в качестве внешней информации используют информацию о нулевой скорости движения ЛА, совместная обработка информации дополнительно включает фильтрацию полученных оценок поправок по условиям наблюдаемости и достоверности, причем оценки поправок, удовлетворяющие упомянутым критериям, и/или нулевые значения для оценок, не удовлетворяющих упомянутым критериям, вносят в качестве соответствующих оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей БИНС и оценок поправок к выходным параметрам инерциального счисления, включая углы ориентации, определенные на этапе начальной выставки, непосредственно в момент отрыва ЛА от взлетной площадки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в составе комплексов навигационно-пилотажного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Предложенное изобретение относится к навигационной технике наземных транспортных средств, летательных аппаратов и судов. Бесплатформенная аппаратура счисления координат содержит блок датчиков проекций абсолютной угловой скорости на оси системы координат транспортного средства (СК ТС), вычислитель проекций относительной угловой скорости на оси СК ТС, вычислитель проекций скорости изменения углов Эйлера Крылова (УЭК) на оси геодезической системы координат (ГСК), вычислитель приращений УЭК и вычислитель текущих значений УЭК, блок датчиков проекций скорости на оси СК ТС, соответствующим образом соединенные между собой.

Изобретение относится к навигационной технике, а именно к способам бесплатформенной инерционной навигации малогабаритных движущихся объектов. Способ бесплатформенной инерциальной навигации заключается в том, что на борту подвижного объекта устанавливают микромеханические гироскопы и акселерометры, ориентируют их оси чувствительности относительно трех ортогональных его осей, затем гироскопами измеряют проекции вектора угловых скоростей, акселерометрами - проекции вектора действующего ускорения на оси координат объекта, полученные выходные сигналы фильтруют и вычисляют навигационные параметры и параметры ориентации, введена последовательность действий, при этом на борту подвижного объекта устанавливают n тетрад микромеханических гироскопов и n тетрад микромеханических акселерометров, которые располагают осями чувствительности вдоль диагоналей куба одной механической базы, грани которой ориентируют параллельно ортогональным осям объекта, а измеренные выходные сигналы тетрад преобразуют в проекции сигналов, действующих на ортогональную систему координат объекта.

Предлагаемое техническое решение относится к устройствам для видеоконтроля водных акваторий с обеспечением регистрации нештатных ситуаций, связанных с движением судов по несанкционированным курсам или их нахождением в запретных зонах.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в бесплатформенных инерциальных системах, в частности в гировертикалях, курсовертикалях и навигационных системах при измерении углов крена и тангажа подвижного объекта.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах мультимодальной навигации. Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к навигационной технике и может быть использовано при проектировании инерциальных и интегрированных навигационных систем. Технический результат - повышение надежности.

Изобретение относится к области навигации и может найти применение в системах навигации автономных необитаемых подводных аппаратов (АНПА). Технический результат - снижение трудозатрат при производстве подводных работ с использованием АНПА.
Комплекс бортового оборудования содержит бортовое радиоэлектронное оборудование, комплексный потолочный пульт, интегрированную систему сбора, контроля и регистрации полетной информации, систему управления общесамолетным оборудованием, систему управления комплексной системой управления, вычислительную часть маршевой силовой установки, общесамолетные системы с собственными вычислителями, подключенные к бортовой сети информационного обмена определенным образом. Бортовое радиоэлектронное оборудование содержит средства управления и индикации, вторичную систему, вычислительное ядро с шестью центральными вычислителями. Система управления общесамолетным оборудованием содержит два блока вычислителей-концентраторов, блок преобразования сигналов, блок защиты и коммутации. Система управления комплексной системой управления содержит два информационно-вычислительных комплекса. Вычислительная часть маршевой силовой установки содержит два блока управления и контроля. Общесамолетные системы с собственными вычислителями содержат контроллер системы энергоснабжения, пульт бортпроводника, контроллер системы кондиционирования воздуха, электронный блок управления вспомогательной силовой установки, контроллер системы основного и резервного питания, контроллер системы автоматического регулирования давления, контроллер системы противопожарной защиты. Все контроллеры, вычислители и блоки управления выполнены по разнородной архитектуре и подключены к бортовой сети информационного обмена. Обеспечивается безопасность полета пассажирского летательного аппарата.
Изобретение относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого работоспособность БИНС обеспечивается при отсутствии данных от спутниковой навигационной системы на основе использования данных, полученных в предыдущих полетах. При этом оценка поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы по критериям достоверности и наблюдаемости проводится на протяжении всего полета. Окончательная оценка формируется как средневзвешенная оценка по полетам, в которых доступна информация спутниковой навигационной системы, а запомненной оценке, полученной в конкретном полете, присваивается весовой коэффициент, соответствующий номеру полета и наблюдаемости первичных погрешностей в конкретном полете. 2 з.п. ф-лы.
Наверх