способ инерциальной навигации

Формула изобретения

Способ инерциальной навигации, заключающийся в том, что измеряют сигналы с акселерометров, вычисляют ускорения Кориолиса, ускорения силы тяготения Земли и ускорения, связанные с криволинейным движением объекта, производят компенсацию этих ускорений в сигналах акселерометров и вычисляют выходные параметры инерциальных навигационных систем, отличающийся тем, что компенсацию ускорений Кориолиса, ускорений силы тяготения Земли и ускорений, связанных с криволинейным движением объекта, в сигналах акселерометров производят только в том случае, если на данном такте компенсации абсолютная величина компенсируемого ускорения для соответствующего акселерометра превысит абсолютную минимальную величину ускорения, которая могла быть измерена данным акселерометром согласно его динамическим характеристикам.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области инерциальной навигации, в частности к способам определения текущих значений координат движущихся объектов.

Известен способ инерциальной навигации, заключающийся в том, что измеряют сигналы с акселерометров, установленных на корпусе подвижного объекта, при котором роль гиростабилизированной платформы выполняет вычислительное устройство (бесплатформенные инерциальные навигационные системы), вычисляют ускорения Кориолиса, ускорения силы тяготения Земли и ускорения, связанные с криволинейным движением объекта, производят компенсацию этих ускорений в сигналах акселерометров и вычисляют выходные параметры системы [см.1 с.84-91].

Известен способ инерциальной навигации, заключающийся в измерении сигналов с трех акселерометров, установленных на гиростабилизированной платформе, располагающейся в плоскости горизонта и физически моделирующей отсчетную систему координат, вычислении ускорений Кориолиса, ускорений силы тяготения Земли и ускорений, связанных с криволинейным движением объекта, компенсации этих ускорений в сигналах акселерометров и вычислении выходных параметров системы (например широты, долготы, высоты, скорости движения объекта относительно Земли, параметров угловой ориентации объекта относительно отсчетной системы координат) путем решения системы дифференциальных уравнений, описывающих эталонную математическую модель работы навигационной системы (например полуаналитическая инерциальная навигационная система с географической ориентацией осей) [см.1, с.63-65]. Данный способ принят за прототип.

Признаки прототипа, являющиеся общими с заявляемым изобретением, включают измерение сигналов с акселерометров, вычисление ускорений Кориолиса, ускорений силы тяготения Земли и ускорений, связанных с криволинейным движением объекта, компенсацию этих ускорений в сигналах акселерометров, вычисление выходных параметров инерциальной навигационной системы (ИНС).

Причина, препятствующая достижению указанного ниже технического результата при использовании известных способов, заключается в наличии ошибок вычисления выходных параметров ИНС, обусловленных тем, что на каждом такте обработки измерительной информации вычислительное устройство ИНС может производить ложную компенсацию ускорений, которые фактически не были измерены акселерометрами, а потому и не должны были подлежать компенсации. Поскольку реальные акселерометры, как и все измерители, всегда имеют конкретные динамические характеристики, например порог чувствительности, зону нечувствительности, динамические ошибки и т.п., поэтому компенсация ускорений должна производиться с учетом конкретных динамических характеристик акселерометров, что в известных способах инерциальной навигации не учитывается.

Изобретение направлено на повышение точности ИНС, особенно в автономном режиме их работы, т.е. без привлечения дополнительной внешней информации о движении объекта или эталонных данных о его местоположении.

Технический результат заключается в повышении точности вычисления выходных параметров ИНС путем выработки условий осуществления компенсации для выходных сигналов акселерометров.

Для достижения названного технического результата в предлагаемом способе измеряют сигналы с акселерометров, вычисляют ускорения Кориолиса, ускорения силы тяготения Земли, ускорения, связанные с криволинейным движением объекта, производят компенсацию этих ускорений в сигналах акселерометров только в том случае, если на данном такте компенсации абсолютная величина компенсируемого ускорения для соответствующего акселерометра превысит абсолютную минимальную величину ускорения, которая могла быть измерена данным акселерометром согласно его динамическим характеристикам, и вычисляют выходные параметры ИНС.

Отличием предлагаемого способа от прототипа является то, что компенсацию ускорений Кориолиса, ускорений силы тяготения Земли и ускорений, связанных с криволинейным движением объекта, для каждого из сигналов акселерометров производят только в том случае, если на данном такте компенсации абсолютная величина компенсируемого ускорения для соответствующего акселерометра превысит абсолютную минимальную величину ускорения, которая могла быть измерена данным акселерометром согласно его динамическим характеристикам. Отличительные признаки в совокупности с известными позволят повысить точность вычисления выходных параметров ИНС.

Способ инерциальной навигации осуществляется следующим образом.

На основе известных значений динамических характеристик акселерометров, например порога чувствительности, определяют минимальные величины ускорений, которые могут быть измерены данными акселерометрами. Затем измеряют сигналы с акселерометров, вычисляют ускорения Кориолиса, ускорения силы тяготения Земли, ускорения, связанные с криволинейным движением. На каждом такте обработки измерительной информации с акселерометров сравнивают абсолютные величины вычисленных сигналов компенсации с соответствующими абсолютными величинами минимальных ускорений. Если на данном такте компенсации абсолютная величина вычисленного компенсируемого ускорения превысит абсолютную минимальную величину ускорения для соответствующего акселерометра, то тогда данная компенсация производится с помощью вычислительного устройства ИНС. В противном случае компенсация не производится. Далее вычисляют выходные параметры ИНС по известному алгоритму.

Примером реализации предлагаемого способа инерциальной навигации может служить платформенная полуаналитическая ИНС с географической ориентацией осей, подробное описание работы которой представлено в [1] на с.63-65. В этой системе платформа физически моделирует географический сопровождающий трехгранник. Сигналы с выходов акселерометров, расположенных на платформе, пропорциональны проекциям кажущихся ускорений объекта по осям трехгранника, связанного с платформой. Значения выходных сигналов рассчитываются по выражениям (1.57), приведенным в [1] на с.49. Компенсируемые ускорения вычисляются по формулам (2.1) [см. 1, с.64]. Далее производится сравнение абсолютных величин вычисленных сигналов компенсации для каждого из акселерометров с соответствующими абсолютными минимальными величинами сигналов, которые могли быть измерены данными акселерометрами согласно их динамическим характеристикам. В том случае, если первая величина превышает вторую, то с помощью вычислительного устройства осуществляют компенсацию ускорений, указанных выше. В противном случае компенсация не производится. Далее вычисление выходных параметров ИНС и управление гиростабилизированной платформой осуществляют согласно формулам (2.1-2.8), приведенным в [1] на с.64-65.

Источники информации

1. Инерциальные навигационные системы морских объектов /Д.П.Лукьянов, А.В.Мочалов, А.А.Одинцов, И.Б.Вайсгант. Л.: Судостроение, 1989. 183 с.