G01C21 / 16 - шляхом підсумовування швидкості або прискорення
Власники патенту RU 2564379:
Товариство з обмеженою відповідальністю Московський науково-виробничий комплекс "Авіоніка" імені О.В. Успенського (ВАТ МНПК "Авіоніка") (RU)
Винахід відноситься до вимірювальної техніки і може знайти застосування в навігаційних системах морських, повітряних і наземних об'єктів. Технічний результат - розширення функціональних можливостей. Для цього пристрій містить трикомпонентний блок датчиків кутових швидкостей, трикомпонентний блок датчиків лінійних прискорень, коректор курсу, обчислювальний блок, блок формування матриці напрямних косинусів, інтегруючий блок, фільтр Калмана і блок формування функцій вимірювань, з'єднаних між собою відповідним чином. Схема пристрою забезпечує адаптивну (маятникову) корекцію БИНС, реалізовану за допомогою фільтра Калмана, в якому коефіцієнт посилення змінюється з урахуванням поточних значень модулів перевантаження і кутової швидкості в блоці формування функцій вимірювань. При цьому можуть бути використані датчики ДУС і ДЛУ середньої і низької точності, в тому числі мікромеханічного типу. 3 мул.
Винахід відноситься до вимірювальної техніки і може бути використано для морських, повітряних і наземних об'єктів. Завданням винаходу є підвищення точності бесплатформенной інерціальної навігаційної системи (БІНС) шляхом створення пристрою безперервної корекції інерціальної курсовертикали.
Дана бесплатформенной інерціальна курсовертикаль з контуром корекції містить трьохканальний блок датчиків кутових швидкостей (ДУС), трьохканальний блок датчиків лінійних прискорень (ДЛУ), блок інтеграторів, формувач похідних від кутів орієнтації, блок корекції, блок обчислення спостерігається вертикалі, блок обчислення помилок курсовертикали, фільтр, блок виставки курсу.
Кутові швидкості, виміряні трьохканальним блоком ДУС і перетворені в похідні від кутів орієнтації, містять помилки, обумовлені систематичними і випадковими похибками вимірювань. Передбачається, що при інтегруванні кутових швидкостей помилка не накопичується через вирахування постійних складових помилки. Крен і тангажу коригуються блоком корекції з використанням сигналів ДЛУ. Курс коригується блоком корекції з використанням блоку виставки курсу. Помилки курсовертикали компенсуються в блоці корекції, проходячи через фільтр високих частот.
Недолік даного пристрою полягає в тому, що при маневруванні ЛА моменти часу, коли оцінки крену і тангажа володіють достатньою точністю, можуть виникати неприпустимо рідко через наявність в сигналах акселерометрів повільно мінливих і швидко мінливих лінійних і поворотних прискорень. Це може привести до виникнення значних похибок в показаннях крену і тангажа.
Метою винаходу є забезпечення безперервної корекції БИНС по кутах крену і тангажу з необхідною точністю, в тому числі і в динамічних режимах польоту.
Поставлена мета досягається за рахунок того, що в бесплатформенной інерційну курсовертикаль, що містить трикомпонентний блок датчиків кутових швидкостей, трикомпонентний блок датчиків лінійних прискорень, коректор курсу і інтегруючий блок, виходи яких підключені відповідно до першого, другого, третього і четвертого входів обчислювального блоку, додатково введені блок формування матриці напрямних косинусів, фільтр Калмана і блок формування функцій вимірювань, причому перші входи блоку формування направляюча х косинусів, фільтра Калмана і блоку формування функцій вимірювань з'єднані з виходом трехкомпонентного блоку датчиків кутових швидкостей, другі входи фільтра Калмана і блоку формування функцій вимірювань з'єднані з виходом трехкомпонентного блоку датчиків лінійних прискорень, вихід блоку формування матриці напрямних косинусів підключений до інтегрує блоку, вихід фільтра Калмана підключений до другого входу блоку формування матриці напрямних косинусів і до третього входу блоку формування функцій вимірювань, вихід до орого підключений до третього входу фільтра Калмана.
Суть винаходу пояснюється кресленнями, де наведені:
на фіг. 1 - структурна схема заявляється пристрою;
на фіг. 2, 3 графічно представлені результати обробки польотних даних вертольота з заявляється курсовертикаль (оцінки тангажу - фіг. 2 і оцінки крену - фіг. 3).
Бесплатформенной інерціальна курсовертикаль (фіг. 1) містить трикомпонентний блок 1 датчиків кутових швидкостей, трикомпонентний блок 2 датчиків лінійних прискорень, коректор 3 курсу, обчислювальний блок 4, блок 5 формування матриці напрямних косинусів, інтегруючий блок 6, фільтр 7 Калмана і блок 8 формування функцій вимірювань, з'єднані між собою відповідним чином.
Пропонована структурна схема пристрою забезпечує адаптивну (маятникову) корекцію курсовертикали БИНС, реалізовану за допомогою фільтра 7 Калмана, в якому коефіцієнт посилення змінюється з урахуванням поточних значень модулів перевантаження і кутової швидкості в блоці 8.
Зміни крену і тангажа описуються рівняннями Пуассона в интегрирующем блоці 6. Уточнення кутів орієнтації відбувається в блоці напрямних косинусів 5. У блоці 8 відбувається перетворення сигналів акселерометрів ДЛУ блоку 2, в залежності від поточних параметрів польоту, які використовуються для адаптивного оцінювання вектора стану за допомогою фільтра 7 Калмана. За рахунок цього залежність точності маятникової корекції від виду руху ЛА послаблюється до рівня, що дозволяє використовувати датчики ДУС і ДЛУ середньої і низької точності, в тому числі мікромеханічного типу. Курс БИНС коригується за сигналами магнітометричних датчиків 3.
Суть роботи пристрою викладається нижче.
За вимірами блоків датчиків ДУС 1 і ДЛУ 2 визначаються поточні кути крену γ, тангжа θ і нишпорення ψ з рівнянь Пуассона
де матриця напрямних косинусів А, що задає перехід від навігаційної системи координат (СК) PNUE до пов'язаної СК OXYZ, і кососімметріческіх матриця Ω мають такий вигляд:
Матричне рівняння Пуассона (1) вирішується в дискретному вигляді з урахуванням початкових умов матриці напрямних косинусів А, тобто задаються початкові значення крену γ і тангажа, θ і кута рискання ψ,
Розрахунок крену і тангажа по матриці повороту виконується в обчислювальному блоці 4 за допомогою співвідношень:
Вектор стану адаптивного фільтра 7 Калмана представлений нижче:
де θ - тангаж, γ - крен, V - модуль вектора земної швидкості на момент i,
i - номер дискретного моменту часу вимірювань датчиків. При i = 0, x 0 ∈ N
Вектор спостережень, що позначається далі Z, містить вимірювання акселерометрів, що надходять з блоку 2 датчиків лінійних прискорень, і параметри польоту ЛА
Тут vi - вектор помилок вимірів із заданою постійною ковариационной матрицею R. Функції fx. fy. fz визначають зв'язок вимірювань перевантажень з параметрами польоту. Точні співвідношення для цих функцій мають вигляд:
Тут Vx. Vy. Vz - проекції вектора земної швидкості на пов'язані осі ЛА.
Повний облік співвідношень (7) при обмеженні складу датчиків тільки ДЛУ і ДУС не представляється можливим, тому приймається спрощує допущення про малість кутів атаки і ковзання, а також допущення про сталість модуля шляховий швидкості на інтервалі дискретизації Δt.
При цьому мають місце співвідношення: Vx = V, V ˙ = V y = V z = 0 і рівняння (7) спрощуються
З урахуванням (7) матриця Якобі вектора спостережень (8) має вигляд
Співвідношення (8) є наближеними. Ступінь наближення залежить від відхилення модуля перевантаження від одиниці. Чим більше модуль перевантаження відрізняється від одиниці, тим менш точні ці рівняння і тим більше дисперсії σ nxi 2. σ nyi 2. σ nzi 2. Дані дисперсії задаються лінійною функцією виду
де n * = | n x i 2 + n y i 2 + n z i 2 - 1 |.
Тут k0, k1 - коефіцієнти.
Поточний вектор стану (5) розраховується за рівнянням Пуассона (1) з урахуванням (2), (3). При цьому рівняння об'єкта приймаються у вигляді:
Тут xiq - вектор, в якому компоненти крену і тангажа розраховані за співвідношеннями (3), а компонента швидкості приймається рівною її апріорно значенням на момент поточних вимірювань; wi - вектор збурень з ковариационной матрицею Qi:
Випадкові процеси w θ i. w γ i враховуються дисперсиями σ θ 2. σ γ 2 і задаються з урахуванням точності гіроскопів. Випадковий процес w V i враховується дисперсією σ v.
Фільтр Калмана будується для оцінювання вектора стану (5) з дискретною моделлю об'єкта (3) і дискретної моделлю спостереження (9) з урахуванням (10).
Для запуску алгоритму фільтра використовуються статистики х0. P ¯ 0 початкового апріорного розподілу вектора стану.
При черговому i-му відліку вимірювань датчиків фільтр 7 Калмана визначає статистики x ^ i. Pi апостеріорного нормального розподілу N
Розрахунок статистик апостеріорного розподілу N
Тут Ki - матричний коефіцієнт посилення фільтра; Z ¯ i - оцінка вектора спостережень.
Робота заявляється пристрою перевірялася на вертольоті Robinson і оцінювалася за допомогою обробки польотних даних вертольота, для чого:
1. Визначалася орієнтація ЛА за алгоритмом комплексування вимірів приймача СНС з датчиками ДУС і ДЛУ на ковзному інтервалі спостережень.
2. Визначалися крен і тангажу за алгоритмом за допомогою бесплатформенной інерційної курсовертикали з маятникової корекцією.
У завданнях обробки польотних даних вертольота (фіг. 2 і 3) вимагали дотримання близькості оцінок крену і тангажа до оцінок, отриманих в інший спосіб, а саме - за допомогою алгоритму орієнтації при комплексуванні інформації від ДУС і ДЛУ з вимірами проекцій земної швидкості, які надходять від приймача СНС. Також перевірялося відповідність одержуваних оцінок показаннями контрольного приладу.
Для випадків, коли положення ЛА є близьким до сталого, має місце ідеальний випадок адаптивної маятникової корекції. При цьому оцінки крену і тангажа, що визначаються по фільтру Калмана, замінюються оцінками, обчислюються безпосередньо за показаннями ДЛУ в обчислювачі.
Таким чином, за допомогою пропонованого пристрою вирішується завдання оцінювання вектора (5) x i T = [θ γ V] за спостереженнями (9) з урахуванням однокрокового алгоритму орієнтації (3). Отримувані при цьому оцінки вектора (5) на кожному кроці перераховуються в матрицю напрямних косинусів (3).
Розрахунки показують, що пристрій працює при зміні кутів тангажа і крену в межах абсолютних значень до 70-80 градусів.
Технічним результатом використання винаходу є підвищення точності і забезпечення безперервності корекції кутів тангажа і крену в умовах маневрування в польоті. Винахід дозволяє використовувати датчики ДУС і ДЛУ середньої і низької точності, в тому числі мікромеханічного типу.
Заявляється пристрій є реалізованим і може бути використано на всіх типах ЛА. Як датчики кутових швидкостей можуть бути використані мікромеханічні гіроскопічні датчики, при цьому блок формування матриці напрямних косинусів, фільтр Калмана і блок формування функцій вимірювань можуть бути реалізовані на стандартних елементах обчислювальної техніки.
Бесплатформенной інерціальна курсовертикаль, що містить трикомпонентний блок датчиків кутових швидкостей, трикомпонентний блок датчиків лінійних прискорень, коректор курсу і інтегруючий блок, виходи яких підключені відповідно до першого, другого, третього і четвертого входів обчислювального блоку, що відрізняється тим, що в неї додатково введені блок формування матриці напрямних косинусів, фільтр Калмана і блок формування функцій вимірювань, причому перші входи блоку формування матриці напрямних косинусів, ф ільтра Калмана і блоку формування функцій вимірювань з'єднані з виходом трехкомпонентного блоку датчиків кутових швидкостей, другі входи фільтра Калмана і блоку формування функцій вимірювань з'єднані з виходом трехкомпонентного блоку датчиків лінійних прискорень, вихід блоку формування матриці напрямних косинусів підключений до інтегрує блоку, вихід фільтра Калмана підключений до другого входу блоку формування матриці напрямних косинусів і до третього входу блоку формування функцій вимірювань, вихід якого з'єднання ен до третього входу фільтра Калмана.