способ определения параметров навигации

Формула изобретения

Способ определения параметров навигации, включающий получение информации о параметрах навигации от инерциальной и спутниковой навигационных систем, комплексирование сигналов спутниковой и инерциальной навигационных систем, в результате которого находят скорректированные параметры навигации и величины ошибок значений, вырабатываемых инерциальной навигационной системой, передачу величин этих ошибок в инерциальную навигационную систему для коррекции вырабатываемых ей в последующие моменты времени параметров навигации, отличающийся тем, что комплексирование проводят, используя информацию от одного навигационного спутника, на основе вырабатываемых аппаратурой приемника спутниковой навигационной системы первичных радионавигационных параметров, а именно псевдодальностей до этого навигационного спутника и псевдоскорости подвижного объекта относительно этого навигационного спутника, используя значения которых, а также текущие показания инерциальной навигационной системы о параметрах навигации подвижного объекта, находят скорректированные параметры навигации, а разницу между текущими параметрами навигации, вырабатываемыми инерциальной навигационной системой и скорректированными значениями параметров навигации принимают за величины ошибок инерциальной навигационной системы.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области навигации, в частности к способам инерциально-спутниковой навигации, и предназначено для определения параметров навигации (координат и скоростей). Изобретение может быть использовано при проектировании интегрированных навигационных систем, в особенности для объектов с малым временем эксплуатации.

Известен способ инерциальной навигации [Захарин М.И. Кинематика инерциальных систем навигации. / М.И.Захарин, Ф.Ш.Захарин. - М.: Машиностроение, 1968. - 236 с.], состоящий в обработке информации, получаемой от блока инерциальных чувствительных элементов - трех акселерометров и трех гироскопов. Процесс обработки включает в себя интегрирование сигналов.

К достоинствам данных систем относятся автономность и возможность выдачи параметров навигации с высокой частотой.

Недостатками инерциальных навигационных систем являются наличие постоянно нарастающей ошибки и зависимость точности от начальной выставки.

Известен способ спутниковой навигации [Соловьев Ю.А. Системы спутниковой навигации. / Ю.А.Соловьев. - М.: КТЦ-"Эко-Трендз", 2000. - 368 с.] состоящий в измерении времени распространения радиосигнала от каждого навигационного спутника спутниковой навигационной системы, например GPS или ГЛОНАСС, до объекта, параметры навигации которого необходимо определить, в измерении доплеровского сдвига частоты радиосигнала от каждого навигационного спутника, получении данных о координатах и скоростях каждого навигационного спутника и вычислении на основе результатов этих измерений параметров навигации.

Способ спутниковой навигации свободен от недостатков, присущих методу инерциальной навигации.

Недостатком способа является то, что для определения параметров навигации объекта без привлечения дополнительной информации требуется одновременный прием сигналов как минимум от четырех навигационных спутников. К недостаткам спутниковой навигации также можно отнести относительно малую частоту выдачи информации и наличие случайно распределенной ошибки.

Наиболее близким заявляемому способу по совокупности существенных признаков является способ инерциально-спутниковой навигации [Описание изобретения к патенту РФ №2277696 от 10.10.2005, МПК G01C 23/00, G01S 5/14, опубл. 10.06.2006 Бюл. №16], состоящий в определении параметров навигации посредством спутниковой навигационной системы, определении параметров навигации посредством инерциальной навигационной системы, определении проекций векторов линейного ускорения и угловой скорости подвижного объекта, передаче указанных параметров в блок комплексирования, где они обрабатываются с использованием алгоритма обобщенного фильтра Калмана. Блок комплексирования вырабатывает оценки параметров навигации и оценки ошибок в определении вектора угловой скорости и линейного ускорения, которые передаются в инерциальную навигационную систему для коррекции показаний ее чувствительных элементов в блоке коррекции угловой скорости и блоке коррекции ускорений соответственно.

Недостаток данного способа заключается в том, что комплексирование сигналов инерциальной и спутниковой навигационной системы невозможно осуществить при наличии сигналов только от одного спутника, хотя при эксплуатации навигационной системы возможна ситуация, когда доступны данные только от одного спутника.

Задача, решаемая настоящим изобретением, и достигаемый технический результат: обеспечение возможности определения параметров навигации при помощи интегрированной навигационной системы с использованием данных спутниковой навигационной системы при доступности радионавигационного сигнала только от одного спутника.

Для получения заявленного технического результата в способе определения параметров навигации, включающем получение информации о параметрах навигации от инерциальной и спутниковой навигационных систем, комплексирование сигналов спутниковой и инерциальной навигационных систем, в результате которого находят скорректированные параметры навигации и величины ошибок значений, вырабатываемых инерциальной навигационной системой, передачу величин этих ошибок в инерциальную навигационную систему для коррекции вырабатываемых ей в последующие моменты времени параметров навигации, комплексирование проводят, используя информацию от одного навигационного спутника, на основе вырабатываемых аппаратурой приемника спутниковой навигационной системы первичных радионавигационных параметров, а именно псевдодальностей до этого навигационного спутника и псевдоскорости подвижного объекта относительно этого навигационного спутника, используя значения которых, а также текущие показания инерциальной навигационной системы о параметрах навигации подвижного объекта, находят скорректированные параметры навигации, а разницу между текущими параметрами навигации, вырабатываемыми инерциальной навигационной системой и скорректированными значениями параметров навигации, принимают за величины ошибок инерциальной навигационной системы.

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 и на фиг.2 условно изображена решаемая навигационная задача коррекции по координатам и по скорости соответственно.

Скорректированные координаты и погрешности в определении координат инерциальной навигационной системы при видимости одного спутника определяют следующим образом (см. фиг.1).

1. Определяют дальность от подвижного объекта до спутника D _c путем вычитания из измеренной спутниковой навигационной системой псевдодальности величины поправки D. Дальность D_c как геометрическое место точек возможного положения объекта дает сферу S, сечение которой показано на фиг.1.

2. Вычисляют дальность от подвижного объекта до спутника на основании измерения координат подвижного объекта x_и, y_и, z _и при помощи инерциальной навигационной системы и полученных от приемной аппаратуры спутниковой навигационной системы координат спутника х_с, у_с, z_с [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / Р.В.Бакитько [и др.]; под ред. А.И.Перова, В.Н.Харисова. - 3-е изд., перераб. - М.: Радиотехника, 2005. - 688 с.]:

3. За скорректированные координаты подвижного объекта принимают координаты точки пересечения линии, соединяющей спутник и подвижный объект, и сферы радиусом D _с, которые находят в соответствии с формулами [Воднеев В.Т. Основные математические формулы. Справочник. / В.Т.Воднеев, А.Ф.Наумович, И.Ф.Наумович. - Минск: «Вышэйшая школа», 1995. - 379 с. на странице 73]:

где

4. Вычисляют погрешности инерциальной навигационной системы в определении координат по формулам:

Величины х_и, y_и, z_и, полученные в соответствии с п.4, являются сигналами коррекции по координатам для инерциальной навигационной системы.

Скорректированный вектор скорости подвижного объекта и погрешности инерциальной навигационной системы в определении вектора скорости находят следующим образом (см. фиг.2):

1. Определяют направляющие косинусы прямой, соединяющей спутник и подвижный объект по формуле

2. Определяют относительную скорость спутника и подвижного объекта путем вычитания из псевдоскорости измеренной приемной аппаратурой спутниковой навигационной системы, величины поправки

В соответствии с фиг.2 относительная скорость представляет собой сумму проекций на прямую, соединяющую спутник и подвижный объект, следующих векторов: вектора скорости подвижного объекта и вектора скорости навигационного спутника

3. Используя полученные от приемной аппаратуры спутниковой навигационной системы данные о координатах спутника х _с, у_с, z_с и его скорости а также полученные от инерциальной навигационной системы данные о местоположении подвижного объекта x_u , y_u, z_u и его скорости вычисляют значение относительной скорости спутника и подвижного объекта [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. / Р.В.Бакитько [и др.]; под ред. А.И.Перова, В.Н.Харисова. - 3-е изд., перераб. - М.: Радиотехника, 2005. - 688 с.];

Относительная скорость представляет собой сумму проекций напрямую соединяющую спутник и подвижный объект, следующих векторов: вектора скорости подвижного объекта вектора скорости навигационного спутника и вектора ошибок инерциальной навигационной системы в определении скорости объекта

4. В соответствии с фиг.2 разница между величинами и составляет проекцию вектора погрешности инерциальной навигационной системы в определении скорости напрямую, соединяющую спутник и подвижный объект Скорректированный вектор скорости можно найти следующим образом:

Не обладая дополнительной информацией, точно определить вектор не представляется возможным. Геометрическое место точек возможного положения конца скорректированного вектора скорости представляет собой плоскость , так как истинный вектор может быть одним из векторов Исходя из критерия минимума длины вектора погрешностей, за оценку вектора принимается его проекция на направление подвижный объект - спутник, вектора Проекции на оси системы координат находятся в соответствии со следующими формулами:

Величины полученные в соответствии с п.4, являются сигналами коррекции для инерциальной навигационной системы по скорости.

Применение найденного решения в интегрированной навигационной системе обеспечивает возможность определения параметров навигации при использовании данных спутниковой навигационной системы, получающей информацию только от одного навигационного спутника, что снижает зависимость системы от состояния группировки навигационных спутников на момент использования подвижного объекта.

Проведенное математическое моделирование показало работоспособность предлагаемого метода.