способ коррекции инерциальной навигационной системы

Формула изобретения

Способ коррекции инерциальной навигационной системы, основанный на приеме сигналов, поступающих с акселерометров, входящих в состав ИНС, отличающийся тем, что определяют абсолютное ускорение по следующей зависимости:

,

где gx - показания акселерометра, измеряющего ускорение по продольной оси объекта, на котором установлена ИНС;

gy - показания акселерометра, измеряющего ускорение по вертикальной

оси;

gz - показания акселерометра, измеряющего ускорение по поперечной оси объекта, на котором установлена ИНС;

и в момент, когда абсолютное ускорение равно ускорению силы тяжести для местности, где находится ИНС, показания ИНС по углам тангажа и крена заменяют на значения, вычисленные по следующим зависимостям:

=-arcsin g_x/g; =-arctg g_z/g_y .

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов.

Известен способ коррекции инерциальной навигационной системы (ИНС) космического аппарата при движении вне атмосферы [Патент РФ №2062989], заключающийся в измерении линейных относительных параметров по меньшей мере одного навигационного спутника, движущегося по известной орбитальной траектории, формировании по полученным данным вектора корректирующих параметров, повторении указанных операций в последовательные моменты времени в течение заданного интервала коррекции и проведении коррекции инерциальной навигационной системы с помощью сформированных корректирующих параметров, при этом на время проведения коррекции создают кажущееся ускорение космического аппарата в заданном фиксированном направлении инерциального пространства, в каждый последовательный момент времени измеряют кажущееся ускорение, запоминают полученное значение и формируют расширенный вектор корректирующих параметров с учетом ускорений, измеренных в предыдущий и текущий последовательные моменты времени.

Недостатком данного способа является невозможность его реализации в реальном масштабе времени (необходимо проводить измерения в разные моменты времени), а также большие требования к машинным ресурсам вычислителя, в частности в качестве алгоритма комплексной обработки информации предполагается использовать фильтр Калмана.

Известен также способ коррекции ИНС, основанный на измерении угловых относительных параметров двух звезд с помощью оптических визирных устройств - телескопов [Андреев В.Д. Теория инерциальной навигации. Корректирующие системы. - Наука, 1967, с.439-463]. Способ включает следующие операции, осуществляемые в течение заданного интервала коррекции:

вычисление векторов направлений на две звезды в приборной системе координат с помощью информации ИНС и информации о расположении звезд на небесной сфере;

измерение векторов направлений на две звезды в осях приборной системы координат с помощью оптических телескопов;

вычисление корректирующих параметров ИНС путем обработки вычисленных и измеренных значений векторов направлений на две заданные звезды;

осуществление коррекции ИНС.

Данный способ сложно применять вследствие громоздкости оптических визирных устройств (особенно на малогабаритных подвижных объектах), а также практически невозможно использовать на подвижных объектах, находящихся в приземном слое атмосферы.

Задачей изобретения является повышение точности бесплатформенной инерциальной системы путем создания способа коррекции инерциальной навигационной системы.

Поставленная задача решается таким образом, по сигналам, поступающим с акселерометров, входящих в состав ИНС, что определяют абсолютное ускорение по следующей зависимости

где g_x - показания акселерометра, измеряющего ускорение по продольной оси объекта, на котором установлена ИНС;

g_y - показания акселерометра, измеряющего ускорение по вертикальной оси;

g _z - показания акселерометра, измеряющего ускорение по поперечной оси объекта, на котором установлена ИНС;

и в момент времени, когда абсолютное ускорение равно ускорению силы тяжести для местности, где находится ИНС, показания ИНС по углам тангажа (и крена (заменяют на значения, вычисленные по следующим зависимостям:

Сущность способа заключается в следующем.

По показаниям акселерометров, входящих в состав ИНС определяют абсолютное ускорение, действующее на объект, на котором установлена ИНС по формуле

где g_x - показания акселерометра, измеряющего ускорение по продольной оси объекта, на котором установлена ИНС; g_y - показания акселерометра, измеряющего ускорение по вертикальной оси; g_z - показания акселерометра, измеряющего ускорение по поперечной оси объекта, на котором установлена ИНС. В момент времени, когда абсолютное ускорение, вычисленное по формуле

равно ускорению силы тяжести для местности, где находится ИНС (в большинстве случаев примерно 9,8 м/с ²), производится коррекция ИНС по углам тангажа и крена. Этот момент времени соответствует равномерному движению объекта. Необходимо отметить, что для любого известного морского, воздушного или наземного подвижного объекта будет, по крайней мере, один момент времени, когда он будет двигаться равномерно. Для коррекции ИНС по формуле

находится истинное значение угла тангажа, а по формуле

находится истинное значение угла крена. Далее показания ИНС по углам тангажа и крена заменяются на вычисленные.

Необходимо отметить, что погрешность вычисления углов по формулам

зависит от погрешностей акселерометров, и они не нарастают со временем, в отличие от погрешностей ИНС в определении углов тангажа и крена, которые нарастают со временем, что в свою очередь также является достоинством предлагаемого способа.

Проведенное математическое моделирование подтвердило эффективность предлагаемого способа коррекции инерциальной навигационной системы.