комплексная инерциально-спутниковая навигационная система

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.

Описание изобретения к патенту

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.