Комплексная инерциально-спутниковая навигационная система

 

Использование: навигационная техника, проектирование комплексированных навигационных систем, включающих устройство инерциальной навигации и аппаратуру потребителя спутниковой навигационной системы. Сущность изобретения: система содержит радиоприемник, соединенный через усилитель с антенной, а выходами подключенный к вычислителю местоположения навигационных спутников, подключенному другими входами к блоку начальной установки альманаха данных об орбитах спутников, а выходы этого вычислителя соединены с входами блока выделения радиовидимых спутников. Выходы этого блока подключены к входам блока выделения рабочего созвездия спутников, соединенного выходами с входами блока вычислителя местоположения потребителя. Кроме того, в систему входят измеритель проекций абсолютной угловой скорости, состоящий из трех ортогонально установленных лазерных гироскопов, измеритель проекций кажущегося ускорения, включающий три акселерометра, установленных по соответствующим осям лазерных гироскопов. Указанные измерители через блоки коррекции подключены к вычислителю навигационных параметров, выходы которого связаны через третий блок коррекции с выходами системы и с выходами дисплея, при этом часть выходов системы подключена к входам блока выделения радиовидимых спутников, а часть выходов вычислителя навигационных параметров подключена к первой группе входов анализатора достоверности информации, другая группа входов которого соединена с выходами блока вычисления местоположения потребителя. Выходы анализатора через блок ключей связаны с входами навигационного фильтра, первая группа выходов которого соединена соответственно с входами двух блоков коррекции, а вторая группа выходов подключена к входам третьего блока коррекции. 4 ил.

Изобретение относится к навигационной технике и может быть использовано при проектировании комплексных навигационных систем для воздушных и морских судов, а также других транспортных средств.

Одним из основных требований к навигационным системам различных транспортных средств является обеспечение безопасности их движения, что в первую очередь связано с высокой точностью и надежностью определения параметров движения.

Наиболее близкой к предлагаемой системе по технической сущности и эффекту является система [1] которая содержит антенну, связанную через усилитель с четырехканальным радиоприемником, выходы которого подключены к первой группе входов вычислителя местоположения навигационных искусственных спутников Земли (ИСЗ), вторая группа входов которого соединена с выходами блока начальной установки альманаха данных о ИСЗ, а третий вход упомянутого вычислителя подключен к выходу таймера, связанного с соответствующим выходом приемника. Выходы вычислителя местоположения ИСЗ подключены к первой группе входов блока выделения радиовидимых ИСЗ, выходы которого соединены с входами блока выбора рабочего созвездия ИСЗ. Выходы блока выбора рабочего созвездия ИСЗ подключены к входам блока вычисления местоположения пользователя, выходы которого соединены с входами дисплея. Кроме того, система содержит блок ввода начальных данных о собственном положении пользователя, подключенный выходами к входам блока грубого вычисления местоположения пользователя, выходы которого соединены с другой группой входов блока выделения радиовидимых ИСЗ. На случай потери радиоконтакта с одним из спутников рабочего созвездия введен блок периодической выставки упрежденного времени, подключенный выходом к третьим входам блока грубого вычисления собственного местоположения системы и вычислителя местоположения ИСЗ, а также блок перехода к другому спутнику.

Известная система довольно точно решает задачу определения местоположения пользователя в трехмерном пространстве, если имеет надежный радиоконтакт и достоверную информацию от всех четырех спутников выбранного рабочего созвездия, однако на поиск, захват и сопровождение этого созвездия затрачивают значительное время из-за неточного определения начального местоположения пользователя с ошибкой, составляющей сотни километров, о чем говорится в описании патента.

Технический результат изобретения повышение точности системы.

Указанный результат достигается тем, что в систему, содержащую четырехканальный радиоприемник, связанный через усилитель с антенной, а выходами подключенный к первой группе входов вычислителя местоположения навигационных ИСЗ, вторая группа входов которого соединена с выходами блока начальной установки альманаха данных об ИСЗ, таймер, подключенный к синхронизирующему входу упомянутого вычислителя, блок выделения радиовидимых ИСЗ, подключенный первой группой входов к выходам вычислителя местоположения ИСЗ, а выходами связанный с входами блока выбора рабочего созвездия ИСЗ, выходы которого подключены к входам блока вычисления местоположения пользователя, а также дисплей и блок ввода начальных данных, согласно изобретению введены измеритель трех проекций абсолютной угловой скорости носителя системы, первый и третий выходы которого через первый блок коррекции, а второй выход непосредственно подключены к соответствующим входам вычислителя навигационных параметров, измеритель трех проекций кажущегося ускорения, подключенный через второй блок коррекции к входам вычислителя навигационных параметров, другая группа из четырех входов которого соединена с выходами блока ввода начальных данных, а один из входов его подключен к выходу таймера, при этом выходы вычислителя навигационных параметров с первого по шестой соединены через третий блок коррекции с одноименными выходами системы, а седьмой, восьмой и девятый выходы этого вычислителя связаны с одноименными выходами системы непосредственно, выходы системы с четвертого по девятый подключены к второй группе входов блока выделения радиовидимых ИСЗ, выходы вычислителя навигационных параметров с первого по шестой связаны с первой группой входов анализатора достоверности информации, вторая группа входов которого подключена к выходам блока вычисления местоположения пользователя, с первого по шестой выходы анализатора через блок управляемых ключей связаны с входами навигационного фильтра, а седьмой выход анализатора подключен к управляющим входам блока управляемых ключей и навигационного фильтра, первая группа из шести выходов которого подключена к соответствующим входам третьего блока коррекции, а группа из пяти выходов навигационного фильтра связана с соответствующими входами первого и второго блоков коррекции. Выходы системы связаны со входами дисплея.

Сущность изобретения поясняется описанием и чертежами, где на фиг.1 приведена блок-схема предлагаемой системы; на фиг.2 блок схема, реализованного в вычислителе навигационных параметров алгоритма вычисления параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС); на фиг.3 блок-схема алгоритма вычисления сигналов коррекции БИНС, осуществляемая в навигационном фильтре и представляющая собой оптимальный фильтр Калмана; на фиг.4 пример схемной реализации анализатора достоверности информации.

Блок управляющих ключей представляет собой набор ключей, коммутирующих поступающую из анализатора информацию по сигналу с одного из выходов этого анализатора.

Для упрощения понимания процесса коррекции внутренняя структура блоков коррекции показана непосредственно на фиг.1. В силу того, что внутреннее структурное построение этих блоков несущественно, в формуле изобретения они отражены в обобщенном виде.

В качестве измерителей трех проекций абсолютной угловой скорости и кажущегося ускорения могут быть использованы, например, три одноосных лазерных гироскопа и три акселерометра, оси которых образуют единую ортогональную систему координат, связанную с носителем системы.

Остальные блоки предлагаемой системы реализуют алгоритмы прототипа.

В соответствии с фиг.1 система содержит четырехканальный радиоприемник 1 (РП), связанный через усилитель 2 (Ус) с антенной 3 (А), а выходами подключенный к первой группе входов вычислителя 4 местоположения спутников (ВМС), вторая группа входов которого соединена с выходами блока 5 начальной установки альманаха данных о спутниках (БНУАДС), при этом синхронизирующий вход вычислителя 4 подключен к выходу таймера 6, а его выходы соединены с первой группой входов блока 7 выделения радиовидимых спутников (БВРВС), вторая группа выходов которого подключена к выходам системы с четвертого по девятый. Выходы блока 7 соединены с входами блока 8 выбора рабочего созвездия спутников (БВРСС), выходы которого в свою очередь подключены к соответствующим входам блока 9 вычисления местоположения пользователя (БВМП), подключенного выходами к второй группе из шести входов анализатора 10 достоверности информации (АДИ), первая группа из шести входов которого соединена с выходами с первого по шестой вычислителя 11 навигационных параметров (ВНП) и одноименными входами третьего блока 12 коррекции (Бл.К3). Первые шесть выходов анализатора 10 через блок 13 управляемых ключей (БУК) связаны с соответствующими входами навигационного фильтра 14 (НФ), а седьмой выход анализатора 10 подключен к управляющим входам блока 13 управляемых ключей и навигационного фильтра 14.

Первая группа выходов навигационного фильтра 14 с шестого по одиннадцатый подключена к входам блока 12 с седьмого по двенадцатый, а вторая группа из пяти его выходов подключена соответственно к второму и четвертому входам первого блока 15 коррекции (Бл.К1) и второму, четвертому и шестому входам второго блока 16 коррекции (Бл.К2), при этом первый, третий и пятый входы блока 16 соединены с первым, вторым и третьим выходами измерителя 17 проекций кажущегося ускорения (ИПКУ), а первый и третий входы блока 15 подключены к одноименным выходам измерителя 18 проекций абсолютной угловой скорости (ИПАУС).

Два выхода блока 15 подключены соответственно к первому и второму входам вычислителя 11, а три выхода блока 16 соединены соответственно с третьим, четвертым и пятым входами упомянутого вычислителя 11, шестой вход которого подключен к второму выходу измерителя 18.

Входы вычислителя 11 с седьмого по десятый соединены с соответствующими выходами блока 19 ввода начальных данных (БВНД), одиннадцатый вход вычислителя 11 подключен к выходу таймера 6, седьмой, восьмой и девятый выходы вычислителя 11 соединены с седьмым, восьмым и девятым выходами системы, шесть выходов блока 12 связаны с одноименными выходами системы. Все выходы системы связаны с входами дисплея 20.

Анализатор 10 достоверности информации (см. фиг.4) содержит шесть сумматоров (21-26), первых входы которых подключены соответственно к входам блока с первого по шестой, а вторые входы соединены соответственно с входами анализатора 10 с седьмого по двенадцатый. Выходы упомянутых сумматоров соединены соответственно с выходами анализатора 10 с первого по шестой и с входами пороговых блоков 27 32, выходы которых через элемент 33 ИЛИ связаны с седьмым выходом анализатора.

Предлагаемая комплексная инерциально-спутниковая навигационная система работает следующим образом.

Исходной информацией для определения навигационных параметров на выходе БИНС являются сигналы с трех жестко закрепленных на корпусе самолета и установленных ортогонально друг относительно друга лазерных гироскопа (ЛГ), входящих в состав измерителя 18 проекций абсолютной угловой скорости (ИПАУС), а также сигналы с установленных вдоль тех же осей акселерометров, например акселерометров, использующих эффект поверхностных акустических волн и входящих в состав измерителя 17 проекций кажущегося ускорения (ИПКУ).

Сигналы с ЛГ, пропорциональные проекциям вектора абсолютной угловой скорости поворота самолета в инерциальном пространстве на оси, связанной с самолетом системы координат, и сигналы с акселерометров, пропорциональные проекциям вектора кажущегося ускорения на те же оси, через блоки коррекции 15, 16 поступают в вычислитель 11 навигационных параметров, причем сигнал измерителя 18 в вычислитель 11 поступает непосредственно.

До получения информации со спутников никакой коррекции в блоках 5, 16, а также в блоке 12 не осуществляется.

Кроме указанных сигналов в вычислитель 11 из блока 19 в режиме предполетной подготовки вводятся данные о широте , долготе _o и высоте Но местоположения самолета на взлетно-посадочной полосе (ВПП), а также его ориентация относительно меридиана азимут По.

В блок 5 при этом вводятся данные об орбитах навигационных спутников, информацией с которых носитель будет пользоваться в процессе полета по заданному маршруту.

В соответствии с блок-схемой алгоритма (см. фиг.2), по которому работает вычислитель 11, по сигналам _o и данным Пo, , _o, _o и Но сначала вычисляются начальные условия для решения алгоритмов БИНС: углы _o, _o отклонения плоскости горизонтальных акселерометров от плоскости истинного горизонта где n_x(o), n_y(o), n_z(o) приращение кажущегося ускорения за такт счета.

g₀ ускорение силы тяжести в точке старта, T длительность такта счета; начальное значение матрицы C(0) направляющих косинусов связанной системы координат относительно инерциальной системы начальные значения составляющих V_xи(0), V_yи(0), V_zи(0) и координат X_и(0), Y_и(0), Z_и(0) в инерциальной системе координат: где угловая скорость вращения Земли,
R(0) радиус земного эллипсоида в точке старта,
v_o широта точки старта,
_o начальный угол отклонения продольной оси объекта от плоскости меридиана.

После чего вычисляется матрица направляющих косинусов осей связанной системы координат OXYZ относительно осей инерциальной системы координат OX_и, OY_и, OZ_и по уравнению Пуассона .

где вектор конечного поворота, характеризующий изменение ориентации самолета, вычисляемый по сигналам с лазерных гироскопов.

Для случая, когда вектор угловой скорости не изменяет своей ориентации в инерциальном пространстве, он определяется по формуле:
,
где вектор угловой скорости, определяемый по сигналам с ЛГ. При общих условиях полета, т. е. при изменении ориентации вектора , вектор вычисляется по более сложной зависимости, приближенный вид которой:



Затем определяются проекции кажущегося ускорения на оси инерциального трехгранника OXиYиZи: , 1 X, Y, Z, где вектор кажущегося ускорения, определяемый по показаниям акселерометров в связанной системе координат;
вектор кажущегося ускорения в инерциальной системе координат.

Затем вычисляются проекции гравитационного ускорения на оси инерциальной системы координат: g_Xи, g_Yи, g_Zи, а также проекции V_Xи, V_Yи, V_Zи и абсолютной скорости на оси инерциальной системы координат и сами инерциальные координаты Xи, Yи, Zи.

После этого по известной зависимости вычисляется матрица направляющих косинусов осей инерциальной системы координат Xи, Yи, Zи относительно осей географической системы координат N, E, H, а затем определяются проекции _xи, _yи,, _zи угловой скорости географического трехгранника на инерциальные оси и проекции и относительной скорости на инерциальные оси.

По полученным данным определяются проекции V_n, V_e, V_h относительной скорости на оси географического трехгранника и географические координаты: широта , долгота l и высота H, которые поступают в блок коррекции 12 и из него на выход системы в качестве части навигационных параметров, а также на другие блоки системы.

В конце цикла вычислений в ВНП 11 определяются проекции w_n, _e, _h абсолютной угловой скорости на оси географического трехгранника, а также углы: курса , тангажа n и крена g, которые в качестве навигационных параметров выдаются на выход системы и на другие ее блоки.

В частности, значения n, , , , , H выдаются в блок 7 для поиска радиовидимых спутников, а вся навигационная информация поступает на дисплей 20.

Вычисленные в БИНС по показаниям ЛГ и акселерометров параметры из вычислителя 11 подаются на анализатор 10 достоверности информации. По вычисленным в БИНС параметрам осуществляется полет самолета до момента получения информации с навигационных спутников.

Принимаемые антенной 3 сигналы от навигационных спутников через усилитель 2 поступают на четырехканальный радиоприемник 1, который после их обработки выдает информацию о спутниках в вычислитель 4 местоположения спутников. Вычислитель 4 по данным об орбитах спутников, выдаваемым блоком 5 информации из радиоприемника 1 о положении спутников на орбитах и по сигналу таймера 6 об истинном времени, вычисляет местоположение спутников, из совокупности которых затем будет выбрана группа, с которой будет обеспечиваться надежная радиосвязь.

Это осуществляется в блоке 7 с помощью данных о местоположении и ориентации самолета, поступающих с выхода вычислителя 11, т.к. эти данные вырабатываются со сравнительно высокой степенью точности, то выбор и захват на сопровождение спутников произойдет быстро и точно.

Из выбранной группы спутников по алгоритму минимума ошибки GDOP отбираются ИСЗ в рабочее созвездие из четырех спутников, по данным от которых будет определяться местоположение самолета. Выбор рабочего созвездия производится блоком 8, а определение местоположения самолета осуществляется блоком 9.

Данные о местоположении самолета, вычисленные по информации со спутников, поступают на анализатор 10, где они сравниваются с данными о местоположении самолета, вычисленными БИНС по информации ЛГ и акселерометров (измерители 17, 18).

Сопоставление данных заключается в определении разности между одноименными параметрами с помощью сумматоров 21 26, работающих в режиме вычитания (см. фиг.4).

Текущие значения разностей сравниваются в пороговых блоках 27 32 с допустимыми значениями, представляющими собой суммы максимально допустимых ошибок определения соответствующих параметров в БИНС и с помощью ИСЗ.

Если абсолютные значения всех указанных разностей не превышают допустимых пороговых значений, то на седьмом выходе анализатора 10 формируется сигнал N 1 и сигналы, пропорциональные текущим значениям указанных разностей с учетом их знака, через блок 13 управляемых ключей выдаются в навигационный фильтр 14, представляющий собой в частном случае оптимальный фильтр Калмана, который в соответствии со стандартной процедурой, изображенной на блок-схеме алгоритма (см. фиг. 3), вырабатывает сигналы смещения нулей акселерометром W_x, W_y, W_z и смещения нулей ЛГ_x,z для коррекции показаний соответственно измерителей 17, 18. Это осуществляется в блоках 16, 15 (см. фиг.1).

Сигналы коррекции географических координат , , H и составляющих скоростей v_n, v_e, v_h вырабатываемых БИНС, поступают в блок 12 для коррекции выходных данных вычислителя 11 навигационных параметров БИНС.

Благодаря указанной двойной коррекции по выходам первичных измерителей 17, 18 и по выходам вычислителя 11, существенно повышается точность выработки навигационных параметров в БИНС и резко снижается скорость накопления погрешностей БИНС в интервалах между поступлением измерений от ИСЗ.

В случае превышения хотя бы одной из разностей между сравниваемыми параметрами заданного допуска анализатор 10 по седьмому выходу выдаст сигнал N 0, по которому блок 13 управляемых ключей разомкнет связь анализатора 10 с навигационным фильтром 14, последний по этому сигналу перейдет в режим экстраполяции выходных оценок погрешностей БИНС, при этом коэффициент К(п) в фильтре Калмана установится равным нулю (см. фиг.3).

В этом случае приоритет в выработке навигационных параметров отдается инерциальной системе как более надежной и помехозащищенной.

Таким образом, предлагаемая комплексная инерциально-спутниковая навигационная система обеспечивает:
более высокую достоверность вырабатываемой навигационной информации за счет исключения ошибочной информации от ИСЗ из процесса коррекции БИНС;
полный объем навигационных параметров, определяющих положение движущегося объекта и включающий в себя не только географические координаты и составляющие скорости, но и угловые координаты положения объекта относительно его центра масс;
динамически точную навигационную информацию о движении объекта не только в момент прихода информации от ИСЗ, но и в интервалах между этими моментами;
более надежный и быстрый поиск и захват на сопровождение ИСЗ в начале работы и при потере ИСЗ в результате маневра носителя системы.

Формула изобретения

Комплексная инерциально-спутниковая навигационная система, содержащая четырехканальный радиоприемник, вход которого через усилитель связан с антенной, а его выходы подключены к первой группе входов вычислителя местоположения спутников, блок начальной установки альманаха данных о спутниках, подключенный выходами к второй группе входов вычислителя местоположения спутников, таймер, подключенный выходом к синхронизирующему входу вычислителя местоположения спутников, а его выходы соединены с входами блока выбора рабочего созвездия спутников, выходы которого подключены к входам блока вычисления местоположения пользователя, а также блок ввода начальных данных и дисплей, отличающаяся тем, что в нее введены измеритель проекций абсолютной угловой скорости, измеритель проекций кажущегося ускорения, вычислитель навигационных параметров, первый, второй и третий блоки коррекции, навигационный фильтр, блок управляемых ключей и анализатор достоверности информации, первая группа из шести входов которого подключена к соответствующим выходам блока вычисления местоположения пользователя, а вторая группа из шести входов соединена с выходами с первого по шестой вычислителя навигационных параметров и с одноименными входами третьего блока коррекции, при этом шесть выходов анализатора достоверности информации связаны через блок управляемых ключей с соответствующими входами навигационного фильтра, управляющий вход которого объединен с управляющим входом блока управляемых ключей и подключен к седьмому выходу анализатора достоверности информации, при этом первая группа из шести выходов навигационного фильтра подключена к входам с седьмого по двенадцатый третьего блока коррекции, а вторая группа из пяти выходов навигационного фильтра соединена соответственно с вторым и четвертым входами первого блока коррекции и с вторым, четвертым и шестым входами второго блока коррекции, первый, третий и пятый входы которого подключены к первому, второму и третьему выходам измерителя проекций кажущегося ускорения, а первый и третий входы первого блока коррекции подключены к одноименным выходам измерителя проекций абсолютной угловой скорости, второй выход которого связан с шестым входом вычислителя навигационных параметров, два выхода первого блока коррекции подключены соответственно к первому и второму входам вычислителя навигационных параметров, а три выхода второго блока коррекции подключены к третьему, четвертому и пятому входам вычислителя навигационных параметров, шесть выходов третьего блока коррекции являются выходами системы с первого по шестой, входы вычислителя навигационных параметров с седьмого по десятый подключены к соответствующим выходам блока ввода начальных данных, а одиннадцатый вход этого вычислителя связан с выходом таймера, седьмой, восьмой и девятый выходы вычислителя навигационных параметров являются соответственно седьмым, восьмым и девятым выходами системы, все выходы системы соединены с входами дисплея, а выходы системы с четвертого по девятый подключены к второй группе входов блока выделения радиовидимых навигационных спутников.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4

Другие изменения, связанные с зарегистрированными изобретениями

Изменения:
Публикацию о досрочном прекращении действия патента на изобретение считать недействительной

Номер и год публикации бюллетеня: 1-2006

Извещение опубликовано: 20.06.2006        БИ: 17/2006

---