автореферат диссертации по приборостроению, метрологии и информационно-измерительным приборам и системам, 05.11.03, диссертация на тему:Алгоритмы комплексирования инерциального блока низкого класса точности и системы спутниковой навигации

Введение

ГЛАВА 1. Назначение, состав и использование датчика движения

1.1. Технические характеристики датчика движения

12. Алгоритмы БИНС

1.2.1. Принципы построения навигационного алгоритма

1.2.2. Принципы выставки PfflC

1.3. Модель ошибок ИНС

1.4. Возможность использования датчика движения в задачах инерциальной навигации

ГЛАВА 2. Комплексирование датчика движения и спутниковой навигационной системы GPS

2.1. Принципы навигационные определений в системе GPS

2.1.1. Измерение координат методом псевдорасстояний

2.1.2. Модель ошибок GPS

2.1.3. Дифференциальный режим работы спутниковой навигационной системы DGPS

2.1.4. Принцип дифференциальных измерений по фазе несуп1;ей частоты

2.2. Возможность использования DGPS для коррекции показаний

БИНС низкого класса точности

ГЛАВА 3. Прикладные алгоритмы комплексирования датчика движения со спутниковой навигационной системой GPS

3.1. Схема построения навигационного комплекса на базе инерциального блока MotionPak и приемника GPS

3.2. Предварительные процедуры 47 3.2.1. Выставка по заданному курсу

3.2.2. Калибровка дрейфов гироскопов

3.2.3. Горизонтальная выставка

3.3. Прикладной навигационный алгоритм

3.4. Алгоритмы коррекции

3.4. Г Демпфирование ошибок зтлового положения

3.4.2. Оценивание ошибок 1ШС

3.4.3. Оценивание ошибки в азимуте

3.4.4. Коррекция углового положения

3.4.5. Коррекция скоростей и координат

3.5. Прогноз ошибок ИНС

3.6. Анализ ошибок навигационного комплекса

ГЛАВА 4. Испытания навигационного комплекса

4.1. Постановка задачи для проведения испытаний навигационного комплекса

4.2. Летные испытания навигационного комплекса

4.2.1. Порядок проведения летных испытаний

4.2.2. Точность определения составляющих путевой скорости

4.2.3. Точность определения углов ориентации

4.2.4. Влияние параметров демпфирования на общую точность навигационного комплекса

4.3. Наземные испытания навигационного комплекса

4.3.1. Порядок проведения наземных испытаний

4.3.2. Точность прогноза навигационных параметров 109 Заключение 118 Литература

Благодаря универсальности и автономности инерциальные навигационные системы (ИНС) имеют широкую область применения. Они являются основным источником навигационной информации на борту современных самолетов.

В настояп];ее время ИНС используются не только в составе авиационных пилотажно-навигационных комплексов, но также применяются для геофизических исследований, в задачах геодезии и картографии, для профилирования земной поверхности, при аэрогравиметрической съемке местности [3, 15, 18, 19, 27, 28, 30].

По сравнению с радионавигационными системами современные ИНС обладают следуюш,ими преимуш,ествами:

• автономность;

• полный объем навигационной информации (координаты местоположения, путевая скорость, ориентация объекта);

• непрерывная выдача навигационных параметров (с частотой 20 Гц и более);

• независимость ошибок ИНС от внешних факторов.

Однако собственные погрешности чувствительных элементов в составе инерциальной системы неизбежно приводят к возникновению ошибок в определении навигационных параметров [7]. Принципиальный недостаток ИНС заключается в том, что ошибки в определении координат накапливаются с течением времени. Для систем среднего класса точности они составляют 3-5 км за 1 час работы.

Для решения определенного круга задач автономная точность ИНС недостаточно высока. В связи с этим показания инерциальной системы целесообразно корректировать по навигационной информации от внешних источников, имеюш;их другую физическую природу измерений [1, 14, 21].

Эффективно повысить точность измерений ИНС можно, используя информацию по координатам и скоростям от спутниковой навигационной системы (GPS).

Ошибки GPS в определении навигационных параметров не зависят от времени. Они обусловлены наличием помех в радиосигнале и носят случайный шумовой характер [12, 13, 20, 28]. Точность определения координат спутниковой навигационной системы существенно выше точности ИНС. В дифференциальном режиме работы ошибки DGPS в определении координат при измерении методом псевдорасстояний составляют 1-3 м, а по фазе несущей частоты — 10-20 см.

Однако область самостоятельного использования приемника спутниковой навигации ограничена следующими факторами:

• система неавтономная;

• низкая частота выдачи навигационной информации (от 1 до 10 Гц);

• точность измерений зависит от состояния атмосферы и созвездия наблюдаемых спутников;

• при теневых эффектах, возникающих в городской и горной местности и при маневрах объекта, система оказывается неработоспособной;

• нет прямой возможности определения ориентации (точность определения углового положения при приеме спутникового сигнала на разнесенные антенны ограничена).

Комплексирование спутниковой и инерциальной навигационных систем позволяет получать навигационную информацию с частотой выдачи ИНС и точностью DGPS.

Другим фактором, ограничивающим использование инерциальных навигационных систем, является их высокая стоимость. Система среднего класса точности стоит порядка $60000 — это составляет более 90% от общей стоимости комплекса ИНС/GPS. в общем случае роль инерциальной системы в составе навигационного комплекса сводится к определению навигационных параметров на интервалах между соседними измерениями GPS, решению задачи ориентации и выдаче навигационной информации в моменты отсутствия спутникового радиосигнала. Поэтому в составе комплекса целесообразно использовать ИНС низкого класса точности, которая в состоянии обеспечить кратковременную точность определения навигационных параметров [6, 14, 28].

В последнее время широкое распространение получили новые инерциальные устройства с компактными, менее точными чувствительными элементами [33]. Эта группа приборов носит название датчиков движения. Их отличительная особенность — низкая себестоимость (до $10000). Изначально такие приборы использовались в робототехнике для определения угловых и линейных перемещений.

Возможность использования датчиков движения в качестве инерциального блока в составе автономной PIHC ограничена низкими точностными характеристиками этих устройств. Только комплексирование с другими источниками позволяет получать достоверную навигационную информацию. В связи с этим основная тенденция развития инерциальных систем связана с возможностью использования в задачах навигации дешевых чувствительных элементов низкой точности и разработкой новых алгоритмов коррекции.

Подобные исследования и разработки проводились отечественными и зарубежными специалистами. Группа ученых из Государственного научного центра РФ-ЦНИИ «Электроприбор» (С.-Петербург) Блажнов Б.А., Несенюк Л.П., Пешехонов В.Г. и Старосельцев Л.П. разработала интегрированную инерциальную/спутниковую систему навигации и ориентации [6] на базе инерциального блока чувствительных элементов низкого класса точности: роторных вибрационных гироскопов (РВГ-1М) «Арзамас» и кремниевых акселерометров АК-5. Систематическая составляющая дрейфа РВГ составляет

10 град./час, смещение нуля акселерометров 10"*g. Точность определения координат системой составила 3 м, углов ориентации — 0,2 градуса.

Канадские ученые (Университет г. Калгари) во главе с Клаусом Питером Шварцем проводили исследования по комплексированию датчика движения Systran Donners MotionPak (систематическая составляющая дрейфа гироскопов 10-100 град./час) с системой спутниковой навигации в дифференциальном режиме работы [30]. Они решали задачу послемаршрутной обработки навигационной информации при геофизической съемке местности.

В представленной диссертации анализируется возможность использования в составе навигационного комплекса более грубых чувствительных элементов, чем в рассмотренных разработках С.-Петербурга. Но при этом достигается аналогичная точность определения навигационных параметров. В отличие от работ канадских ученых в диссертации разработаны алгоритмы навигации и комплексирования для реального времени, что является более трудоемкой задачей.

Традиционно существуют две схемы комплексирования инерциальной и спутниковой навигационных систем [13, 16, 21, 27]: централизованная (замкнутая) и каскадная (разомкнутая). Централизованная схема предполагает разработку единого навигационного алгоритма для ИНС и GPS с общей моделью ошибок определения навигационных параметров. При каскадной схеме комплексирования HHC/GPS проводится коррекция только выходной навигационной информации инерциальной системы по показаниям приемника GPS.

Первый метод комплексирования не имеет универсальных алгоритмов для ИНС разных классов точности и требует разработки новых модификаций в каждом конкретном случае. Это очень критично для использования в составе навигационного комплекса инерциальных приборов низкого класса точности, потому что их точностные характеристики могут существенно отличаться даже у приборов с одинаковой заводской спецификацией.

Вторая схема комплексирования гораздо проще с точки зрения практической реализации. Но она не может быть реализована для датчика движения, потому что на его базе нельзя построить автономную инерциальную систему по традиционным прикладным навигационным алгоритмам.

В данной работе рассматривается нетрадиционный способ комплексирования показаний ИНС низкого класса точности и приемника спутниковой навигации в дифференциальном режиме работы. Для того чтобы использовать традиционный прикладной навигационный алгоритм для инерциальной системы, построенной на базе датчика движения, в нем дополнительно предусматривается демпфирование ошибок углового положения [4]. При этом управляющие сигналы строятся по разности показаний скорости инерциальной и спутниковой навигационной системы таким образом, что ошибки углового положения удерживаются в линейной области. Это позволяет не только пользоваться традиционным навигационным алгоритмом, но и линейной моделью для оценивания ошибок ИНС с помощью фильтра Калмана по текущим измерениям ВОР8.

Помимо демпфирования ошибок углового положения в алгоритме комплексирования предусмотрена последовательная двухэтапная коррекция скоростей и координат. Это связано с соотношением входного и измерительного шума в модели, используемой при калмановской фильтрации. Уровень измерительного шума в показаниях ВОР8 исключительно мал, в то время как, неопределенность в описании дрейфов гироскопов в составе ИНС слишком велика. Поэтому после демпфирования проводится так называемая «коррекция расчетной платформы», и только после этого навигационные параметры корректируются по текущим измерениям В0Р8.

В главе 1 рассматривается назначение и состав датчика движения 8у81гоп Воппег'з Мо11опРак, принципы построения навигационного алгоритма и автономной выставки ИНС. Анализируется модель ошибок инерциальной 9 навигационной системы и возможность использования датчика движения в задачах инерциальной навигации.

В главе 2 рассматриваются принципы навигационных определений в спутниковой системе навигации, основные источники ошибок измерений приемника GPS, обычный и дифференциальный режимы работы, возможность измерения координат объекта методом псевдорасстояний и по фазе несущей частоты. Анализируется точность измерений приемника GPS и возможность его использования для коррекции показаний инерциальной системы.

В главе 3 подробно описываются прикладные алгоритмы комплексирования ИНС и DGPS: предварительные процедуры выставки и калибровки дрейфа гироскопов в составе датчика движения, навигационный алгоритм с демпфированием ошибок углового положения, алгоритмы коррекции и прогноза. Проводится анализ ошибок навигационного комплекса.

Глава 4 посвящена испытаниям навигационного комплекса. В ней описаны условия проведения летных и наземных испытаний, в результате которых определена общая точность комплекса (точность определения составляющих путевой скорости, координат и углов ориентации) и его работоспособность в режиме прогноза во время отсутствия спутниковых сигналов.

10

Основные результаты диссертационной работы можно сформулировать следующим образом:

1. Проведенный анализ точности датчика движения 8у81гоп Воппег'з Мо11опРак показал принципиальную возможность построения на его основе навигационного комплекса, корректируемого по измерениям приемника спутниковой навигационной системы в дифференциальном режиме работы.

2. Разработаны и реализованы в виде программного обеспечения оригинальные алгоритмы коррекции инерциальной системы низкого класса точности, которые позволяют использовать традиционные навигационные алгоритмы и упрощенную линейную модель для оценивания, компенсации и прогноза ошибок навигационного комплекса.

3. Разработана процедура последовательной коррекции навигационных параметров, которая учитывает соотношение входного и измерительного шума в модели, используемой в фильтре Калмана для оценивания ошибок инерциальной системы.

4. Обобщены данные летных и наземных испытаний навигационного комплекса. В нормальном режиме работы при наличии сигнала спутниковой навигационной системы точность навигационного комплекса составляет: по скорости — 0,03 м/с (СКО), по координатам — 0,1 м (СКО), по углам крена и тангажа — <0,5 градусов (СКО), по курсу — <1 градуса (СКО). В режиме прогноза при равномерном движении объекта точность позиционирования составляет 3 м (СКО), точность определения составляющих путевой скорости — 0,3 м/с (СКО).

5. Достигнутая точность в определении навигационных параметров подтвердила возможность использования навигационного комплекса для геофизической съемки местности на летательном аппарате и наземных подвижных объектах.

119

Заключение

1. Андреев В.Д. Теория инерциальной навигации. Корректируемые системы.—АМ.: Наука, 1967.-647с.

2. Багрова М.С., Гуштуров Л.В. Балансировка бесплатформеных инерциальных навигационных систем // Приборы и системы ориентации, стабилизации и навигации.: Тез. докл. Юбил. конф.—АМосква, 1998.—С. 169176.

3. Багрова М.С., Гуштуров Л.В, Мобильный комплекс топопривязки для ГИС // Экологические системы, приборы и чистые технологии.: Тез. докл. Международ, сем.—АМосква, 2000.—С.163-171.

4. Багрова М.С., Гуштуров Л.В., Шамси Баша Т. Методы комплексирования низкоточных ИКС и ОР8/1)ОР8 // Теория колебаний и управление.: Тез. докл. Всерос. конф.—АМосква, 2000.-С.52-53.

5. Бромберг П.В. Теория инерциальных систем навигации.—М.: Наука, 1979.—249с.

6. Кузовков Н.Т., Карабанов СВ., Салычев О.С. Непрерывные и дискретные системы управления и методы идентификации.—М.: Машиностроение, 1978.—221с.

7. Кузовков Н.Т., Салычев О.С. Инерциальная навигация и оптимальная фильтрация.—ам.: Машиностроение, 1982.—215с.

8. Салычев О.С. Скалярное оценивание многомерных динамических систем.—М.: Машиностроение, 1987.—216с.

9. Салычев О.С., Лукьянов В.В. Долговременный прогноз выходных ошибок инерциальной навигационной системы // Вестник московского государственного технического университета. Сер. Приборостроение.—1992.— №1.—С.30-37.

10. Соловьев Ю.А. Системы спутниковой навигации.—am.: Эко-Трендз, 2000.—268с.

11. Шебашевич В.В. Радионавигационные системы и устройства.—М.: Радио и связь, 1984.—160с.

12. Brown А., Metthews Т. Low cost testing of high accuracy INS using GPS.— Long Beach (California): Institute of Navigation National Technical Meeting, 1986.—90p.

13. Cross P.A., Webb J.P. Instrumentation and methods for inertial surveying // Chartered Minerals Surveyor.—1980.—Vol.2, №2.—P.209-219.

14. Hashemipour H.R., Roy S., Laub A.J. Decentralized structures for parallel Kahnan filtermg // IEEE Trans. Autom. Conti-ol.—1998.—AC-33.—P.88-94.

15. Huddle J. Historical perspective and potential direction for estimation in inertial survey // Proceeding of the Third Inertional Symposium on Inertial Technology for Surveying and Geodesy.—Banf (Canada), 1985.—Ap.215-240.

16. Jekeli C. Inertial navigation systems with geodetic applications.—ANew York: Walter de Gruyter, 2001.—352p.

17. Kaplan E.D. Understanding GPS: principles and applications.—ANew York: John Wiley & Songs hic, 1992.—515p.

18. Karatsinids S.P. Enhancing filtering robustness in cascade GPS-INS integration // IEEE Transaction on Aerospace and Electronic Systems.—1994.— October.—AES-30,4.—P.1001-1008.

19. Lachapell E.G. Attitude determination // System b^lication and Innovate Application of Satellite Navigation.: AGARD Lecture Series 207.— NATO.—1996.—№4.—P.1-10.

20. Lachapell E.G. Navigation accuracy for absolute positioning // System Implication and Innovate Application of Satellite Navigation.: AGARD Lecture Series 207.—NAT0, 1996.—№4.—P.1-10.

21. Lachapell E.G., Cannon M.E., Lu G. Attitude determination using dedicated and nondedicated muWantenna GPS sensors // IEEE Transaction on Aerospace and Electronic Systems.—1991.—October.—AES-30,4.—P. 1053-1085.

22. Leick A. GPS satellite surveying.—лNew York: John Wiley & Songs hic, 1990.—352p.

23. Merhav S. Aerospace sensor systems and applications.—лNew York: Springer, 1996.—454p.

24. Salychev O.S. Inertial surveying: ITC Ltd. Experience.—лмoscow: Bauman MSTU Press, 1995.—168p.

25. Salychev O.S. Inertial system in navigation and geophysics.—лмoscow: Bauman MSTU Press, 1998.—352p.

26. Schwarz K.P. Comparison of models in inertial surveying.—Calgary: University, Department of Surveying Engineering, 1981.—67p.

27. Schwarz K.P. Development and testing of a low cost integrated GPS/INS // Proceeding of ION GPS. — Salt Lake City, Utah (USA), 1994.—P.1137-1144.

28. Schwarz K.P. Lecture notes in inertial surveying.—Calgary: University, Department of Surveying Engineering, 1985.—52p.

29. Web-site. URL: http://www.geokosmos.ru/Lections.

30. Web-site. URL: http://www.sensorsmag.com/articles.