Способ повышения точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы

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.

 

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

Известен способ повышения точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), основанный на применении математической модели погрешностей БИНС при совместной обработке информации инерциального счисления и спутниковой навигационной системы с помощью различного вида фильтров. Результаты совместной обработки используются либо в виде поправок к выходным параметрам чисто инерциальной информации, либо в виде оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, которые учитываются при первичной обработке сигналов инерциальных датчиков, то есть непосредственно участвуют в формирование инерциальных параметров [1, 2].

Недостатком известного способа является то, что его реализация возможна только при наличии спутниковой информации в каждом полете, а также невысокая помехоустойчивость от сбоев спутниковой информации, так как формирование поправок производится в реальном времени.

Задачей, на достижение которой направлено заявленное изобретение, является создание БИНС, независимой от постоянного поступления спутниковой информации непосредственно во время полета, при этом достигаются такие технические результаты как повышение помехоустойчивости БИНС и исключение возможности наращивания ошибок при поступлении недостоверной информации от спутниковой навигационной системы.

Заявленные технические результаты достигаются способом повышения точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), основанном на применении математической модели погрешностей БИНС при совместной обработке информации инерциального счисления и спутниковой навигационной системы, результаты которой используются в виде оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы. Согласно заявленному способу, независимо от доступности информации спутниковой навигационной системы в текущем полете, используются запомненные оценки поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, сформированные в предыдущем и/или предыдущих полетах.

Проверка оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, путем фильтрации по критериям достоверности и наблюдаемости, проводится на протяжении всего полета, при этом 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.

Запомненные оценки используются в последующих полетах, путем формирования поправок к выходным параметрам инерциального канала с помощью решения уравнений погрешностей БИНС на основе этих оценок с учетом траектории полета.

Суть данного способа состоит в следующем.

В текущем полете, по данным об инерциальной скорости и координатам, получаемым от спутниковой навигационной системы, оценивается вектор состояния системы уравнений ошибок, включающий в себя набор параметров первичных погрешностей БИНС. Оценки инструментальных погрешностей, полученные на момент посадки, сохраняются, например, в бортовую память системы или отдельный блок памяти и обработки данных, и в дальнейшем используются для формирования поправок к инерциальному режиму для последующих полетов.

Такой способ формирования оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы обеспечивает постоянный режим функционирования БИНС, даже в случае отсутствия или искажения данных, поступающих от спутниковой навигационной системы.

Кроме того, для повышения помехозащищенности, поправки запоминаются, если информация от спутниковой навигационной системы в течение определенного времени сохраняет достоверность и выполняются условия наблюдаемости инструментальных погрешностей в данном полете, что позволяет исключить недостоверные оценки.

Осуществляют способ следующим образом.

В текущем полете не учитываются оценки поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, поступающие от совместной обработки информации инерциального счисления и спутниковой навигационной системы. Поступающие данные подвергают обработке на борту во время полета, заключающейся в фильтрации по критериям достоверности и наблюдаемости на протяжении всего полета. Затем, формируется окончательная оценка, как средневзвешенная оценка по полетам, в которых доступна информация спутниковой навигационной системы. Эту оценку запоминают и запомненной оценке, полученной в конкретном полете, присваивается весовой коэффициент, соответствующий номеру полета и наблюдаемости первичных погрешностей в конкретном полете.

Весовые коэффициенты зависят от номера предыдущего полета (убывают для «устаревающих» полетов) и свойств наблюдаемости инструментальных погрешностей в них.

Запомненные оценки используются в последующих полетах, путем формирования поправок к выходным параметрам инерциального канала с помощью решения уравнений погрешностей БИНС на основе этих оценок, с учетом траектории полета, т.е. решается система уравнений ошибок БИНС на текущей траектории, вычисляемая БИНС в автономном режиме, в которую подставляются взвешенные оценки инструментальных погрешностей, полученные в предыдущих полетах. В результате решения системы уравнений ошибок вычисляются поправки с учетом траектории текущего полета, вычитаемые из координат и скоростей инерциального режима.

Таким образом, в предлагаемом способе, обеспечивается возможность не вмешательства в автономный инерциальный режим, а проводится только коррекция выходных параметров.

Заявленный способ формирования оценок позволяет в значительной мере сократить вероятность внесения недостоверных данных в систему, вызванных погрешностями спутниковой навигационной системы, что обеспечивает помехозащищенность БИНС, а кроме того обеспечивается точность навигации при отсутствии данных от спутниковой навигационной системы в какой-либо промежуток времени конкретного полета.

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ИСТОЧНИКА ИНФОРМАЦИИ

1. George Т. Schmidt, Richard Е. 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.

2. RU 2386108 C1, Волжин Анатолий Сергеевич, 10.04.2010, СПОСОБ ИНТЕГРАЦИИ НАВИГАЦИОННОЙ ИНФОРМАЦИИ И САМОИНТЕГРИРОВАННАЯ ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА.

1. Способ повышения точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), основанный на применении математической модели погрешностей БИНС при совместной обработке информации инерциального счисления и спутниковой навигационной системы, результаты которой используются в виде оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, отличающийся тем, что независимо от доступности информации спутниковой навигационной системы в текущем полете используются запомненные оценки поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, сформированные в предыдущем и/или предыдущих полетах.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что проверка оценок поправок к калибровочным величинам первичных погрешностей системы, путем фильтрации по критериям достоверности и наблюдаемости, проводится на протяжении всего полета, при этом 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.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что запомненные оценки используются в последующих полетах, путем формирования поправок к выходным параметрам инерциального канала с помощью решения уравнений погрешностей БИНС на основе этих оценок с учетом траектории полета.



 

Похожие патенты:
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.
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.

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 области пилотажно-навигационных систем транспортного летательного аппарата. Цифровая пилотажно-навигационная система транспортно-летательного аппарата, содержащая аппаратуру текущих пилотажных навигационных параметров для измерения курса, углов крена, тангажа, инерциальных скоростей (ИС-1), (ИС-2), воздушной скорости, барометрической высоты (СВС), относительной высоты от радиовысотомера (РВ), для определения координат посредством инерциальных радиосистем, блок коммутации (БК), цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП), блок исполнения команд (БИК), систему радиосвязи с приемником-передатчиком (ПП) связи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), также дополнительно включает спутниковую навигационную систему (СНС), блок программы маршрута (БПМ), блок взлета-посадки (БВП), выполнен первый и второй автоматические навигаторы (АН). Технический результат - обеспечение беспилотного управления транспортным летательным аппаратом в купе с повышением точности пилотажно-навигационной системы летательного аппарата и безопасности его пилотирования. 1 ил.

Изобретение предназначено для использования в летательном аппарате в условиях ограниченной видимости, в частности, при выполнении спасательных операций, операций вблизи земли и т.д. Летательный аппарат содержит лобовое стекло (50), расположенное на передней стороне летательного аппарата, край которого (55) определяет зону (49) визуализации, видимую оператором, и отображающее средство (58), выполненное с возможностью отображения визуальной информации (20, 25), относящейся к параметрам полета, в пределах зоны визуализации (49). Визуальная информация содержит первое изображение (25), связанное с ориентацией летательного аппарата относительно земли и содержащее линию, параллельную линии горизонта (26). Указанная линия является видимой для пилота на панели (7), когда летательный аппарат наклонен относительно горизонтальной плоскости так, что нос находится на более высокой высоте, чем рулевой винт. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого комплексная система подготовки, навигации и управления летательного аппарата, состоящая из наземной системы подготовки полетного задания (СППЗ) для ЛА и бортового навигационного комплекса (НК) ЛА, связь между которыми осуществляется посредством переносного носителя данных (ПНД) типа универсальной флэш-карты, причем СППЗ состоит из универсального устройства записи информации на ПНД и универсальных интерфейсных устройств, соединенных входами-выходами с электронным блоком (ЭБ), а НК состоит из взаимосоединенных по каналу информационного обмена (КИО) устройства считывания информации с ПНД, комплекта многофункциональных индикаторов, комплекта пилотажно-навигационных систем, бортовой радиотехнической системы связи и бортовой цифровой вычислительной системы (БЦВС), которая отличается тем, что в состав ЭБ дополнительно введены вычислительно логический функциональный модуль (ВЛФМ) формирования графического образа траектории произвольной формы (ТПФ) и ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ на несколько прямолинейных микротраекторий (ПМТ), а в состав БЦВС дополнительно введен второй ВЛФМ декомпозиции графического образа ТПФ. При этом точки взаимосоединения ПМТ при полете по ТПФ используются в системе как навигационные точки, эквивалентные по свойствам "стандартным" навигационным точкам из основного маршрута полета. Введение дополнительных блоков обеспечивает расширение функциональных возможностей системы и соответственно ЛА за счет повышения степени автоматизации процессов управления ЛА при полете по траекториям произвольной формы. 4 ил.

Группа изобретений относится к способу построения инерциальных демпфированных систем с произвольным периодом, инвариантным по отношению к маневрированию объекта и инерциальной системе. Для построения инерциальных систем вводят внешнюю информацию об углах наклона объекта относительно вертикали, полученную путем двойного интегрирования угловых ускорений и коррекции углов по сигналам датчика эталонного угла. Инерциальная система содержит датчик угловой скорости, акселерометр, датчик угла наклона относительно вертикали, два интегратора, три масштабирующих устройства, регулируемое звено, соединенные определенным образом. Датчик угла наклона относительно вертикали содержит датчик эталонного угла, измеритель текущих углов, суммирующее устройство, устройство сравнения, вычислитель начальных условий, выключатель, соединенные определенным образом. Обеспечивается невозмущаемость инерциальной системы без привлечения внешней информации о линейной скорости объекта. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области измерительных информационных систем и комплексов боевых летательных аппаратов (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого оценивание и «прогноз» параметров движения цели осуществляют в проекциях на оси инерциальной системы координат, что приводит к поканальной декомпозиции уравнений относительного движения цели, вследствие чего, вместо модели 9-го порядка, получают три структурно идентичных и несвязанных между собой канала. Синтезированные на их основе три фильтра-идентификатора формируют полный массив оптимальных оценок, которые используют в качестве начальных условий, в более эффективной по сравнению с прогнозом процедуре оптимального оценивания на основе модифицированного угломестного метода расчета дальности. В результате обеспечиваются упрощение используемой в режиме привязки процедуры оптимального оценивания и прогноза и реализация альтернативной прогнозу и унифицированной с режимом привязки процедуры оптимального оценивания на основе модифицированного угломестного метода расчета дальности для обеспечения повышения точности и эффективности решения боевой задачи. 6 ил.

Изобретение относится к области комплексных навигационных систем, систем управления и наведения летательных аппаратов (ЛА). Технический результат изобретения - повышение точности и быстродействия оптимального оценивания и коррекции всех измеряемых инерциальной навигационной системой (ИНС) навигационных и пилотажных параметров в обеспечение эффективного решения навигационных, боевых и специальных задач. Способ оценивания ошибок инерциальной информации и ее коррекции по измерениям спутниковой навигационной системы заключается в том, что используют традиционную процедуру оптимальной фильтрации и идентификации Калмана, для чего сигналы измерения оптимального фильтра-идентификатора формируют посредством сравнения одноименных географических координат местоположения и горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы (ГП) ИНС, сформированных по измерениям спутниковой навигационной системы (СНС), а его структуру синтезируют в соответствии с традиционной для ИНС моделью ошибок, при этом характер полета методически организуют таким образом, что после 270 секунд прямолинейного горизонтального полета, на котором реализуют точное «горизонтирование» гироплатформы и оценивают хорошо наблюдаемые параметры горизонтальных каналов ИНС, осуществляют маневр, типа «змейки», координированного или боевого разворотов, после чего активную фазу процедуры оптимальной фильтрации и идентификации приостанавливают и фильтр-идентификатор переводят в режим долгосрочного - до следующего сеанса коррекции, прогноза, для реализации которого сигналы измерения обнуляют, а значения оценок на момент завершения активной фазы процедуры оценивания используют в качестве начальных условий в процедуре прогноза, при этом сам прогноз осуществляют в соответствии с дискретными уравнениями расчета априорных оценок ошибок ИНС, а коррекцию выходных параметров ИНС - географических координат местоположения и составляющих абсолютной линейной скорости, реализуют в разомкнутой схеме ИНС, для чего используют текущие прогнозируемые значения оценок параметров состояния ИНС. При этом модель ошибок ИНС расширяют за счет включения в нее математического описания координат ее местоположения относительно антенного блока (АБ) СНС и представляют их в виде системы трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений первого порядка в проекциях на оси опорного трехгранника ГП ИНС, которые одновременно описывают аддитивно входящие в скоростные сигналы измерения кинематические составляющие относительной скорости движения ИНС, а при формировании сигналов измерения и матрицы наблюдения используют кинематические соотношения, связывающие ошибки Δϕ, Δλ, Δχ счисления географических координат местоположения и угла азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС с погрешностями выдерживания вертикали αx, αy и углом αz азимутального ухода ГП ИНС с точностью до величин второго порядка малости относительно таких параметров, как Δϕ, Δλ, αх, αy, αz, обеспечивают определение текущих значений элементов матриц сообщения и наблюдения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к способу и системе отображения полетной информации. Для отображения полетной информации отслеживают текущее местоположение самолета на заданной траектории полета, определяют текущий момент времени для текущего местоположения самолета на траектории, обеспечивают плановое время нахождения самолета в текущем положении, вычисляют и отображают отклонение планового и текущего времени, обеспечивают рекомендуемую путевую скорость, вычисляют и отображают отклонение текущей путевой скорости от рекомендованной. Система для отображения полетной информации содержит устройство хранения траектории полета, блок определения местоположения, блок таймера, процессор, дисплей, блок определения путевой скорости, датчики воздушной скорости и курса. Обеспечивается точность отображения информации для отслеживания траектории полета. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение для восстановления фактических (опытных) параметров движения при проведении летных испытаний летательного аппарата (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого на основе телеметрической информации о работе бортовой инерциальной навигационной системы (ИНС) и бортовой аппаратуры спутниковой навигации (БАСН), а также данных о координатах точки падения ЛА и моменте встречи ЛА с земной поверхностью апостериорно определяют поправки, согласующие измеренные и расчетные данные, на основании которых восстанавливают параметры движения (поступательного и вращательного) на атмосферном участке полета ЛА. При этом обеспечивают высокоточное определение фактических (опытных) параметров (поступательного и вращательного) движения атмосферного участка траектории полета. 2 ил.

Изобретение относится к области измерительных систем и комплексов боевых летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение точности оценивания и краткосрочного прогноза параметров движения цели на основе субоптимальной процедуры ее углового сопровождения в обеспечение эффективного применения неуправляемых авиационных средств поражения (АСП). Для этого оценивание и прогноз параметров цели осуществляют в проекциях на оси лучевой системы координат. Выбор указанной системы координат не случаен, так как позволяет эффективно реализовать и привязку к цели, и модифицированный прогноз ее параметров на основе углового сопровождения цели. Для этого по окончании режима привязки, ее фильтр-идентификатор редуцируют, выделяя из него дальномерный канал и канал углового сопровождения цели. Фильтр-идентификатор канала углового сопровождения по измерениям углов визирования цели формирует перечень оценок характерных для него параметров, а дальномерный канал, на основе оценок собственных параметров, полученных в режиме привязки, и текущих оценок составляющих скорости канала углового сопровождения реализует прогноз своих параметров, которые используют в процедуре углового сопровождения. 5 ил.

Изобретение относится к способам определения кинематических параметров гребной механической системы и сил, приложенных к ее элементам. При реализации предложенного способа осуществляют прямые измерения ускорения и скорости лодки вдоль ее продольной оси и угол поворота весла в вертлюге вокруг вертикальной оси. Также измеряют угловую скорость поворота весла в вертлюге вокруг вертикальной оси и на основании полученного значения вычисляют угловое ускорение поворота весла. Измеряют перемещение гребца вдоль продольной оси лодки, на основании полученного значения вычисляют его ускорение. Далее, используя полученные значения измеренных величин, вычисляют гидродинамическую силу сопротивления движению лодки, силы инерции, возникающие при поступательных движениях лодки и гребца, а также поступательном и вращательном движениях весел, момент сил инерции весла, возникающий при его вращательном движении и поступательном движении лодки. Определяют силы, приложенные к рукоятке весла, к вертлюгу, к лопасти весла и к подложке. Техническим результатом изобретения является повышение точности измерения сил, определяемых на элементах гребной механической системы, а также уменьшение времени предстартовой подготовки системы в тренировочном процессе. 1 ил.

Изобретение относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных бесплатформенных инерциальных навигационных системах. 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