СПОСОБ КОМПЕНСАЦИИ ПОГРЕШНОСТЕЙ ИНЕРЦИАЛЬНЫХ ИЗМЕРИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Изобретение относится к области навигационных измерений и может быть использовано для определения координат местоположения подвижного объекта, например летательного аппарата (ЛА).

Известен способ компенсации погрешностей гироскопов и акселерометров в автономном режиме функционирования, заключающийся во вращении инерциального измерительного блока с целью уменьшения влияния инструментальных погрешностей лазерных гироскопов [1].

Известно устройство, реализующее данный способ, включающее блок лазерных гироскопов, блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсов, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, блок вычисления скоростей, блок управления и отображения информации, аналого-цифровой и цифроаналоговый преобразователи [1].

Недостатком известных способа и устройства является отсутствие возможности корректировать параметры закона управления инерциального измерительного блока (ИИБ) в зависимости от времени полета ЛА, что приводит к снижению потенциальной точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС).

Наиболее близкими к изобретению являются способ компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, заключающийся во вращении инерциального измерительного блока, состоящего из блока акселерометров и блока гироскопов и закрепленного на механизме вращения, коррекции параметров закона управления инерциальным измерительным блоком на основании функциональной зависимости между оптимальными параметрами закона управления и данными об изменении, в процессе эксплуатации, инструментальных погрешностей лазерных гироскопов. А также устройство для компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, реализующее данный способ, включающее инерциальный измерительный блок, в состав которого входят блок лазерных гироскопов и блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсы, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, блок вычисления скоростей, блок управления и отображения информации, аналого-цифровой преобразователь и цифроаналоговый преобразователь, шину навигационной информации, блок коррекции, в состав которого входят счетчик времени, блок определения погрешностей лазерных гироскопов, блок выдачи сигнала коррекции, блок выдачи параметров закона управления [2].

Технической задачей изобретения является повышение точности определения пилотажных и навигационных параметров полета летательного аппарата за счет изменения параметров закона управления ИИБ в зависимости от длительности полета ЛА.

Технический результат изобретения достигается тем, что в способе компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, заключающемся во вращении инерциального измерительного блока, состоящего из блока акселерометров и блока гироскопов и закрепленного на механизме вращения, коррекции параметров закона управления инерциальным измерительным блоком на основании функциональной зависимости между оптимальными параметрами закона управления и данными об изменении, в процессе эксплуатации, инструментальных погрешностей лазерных гироскопов, осуществляется уточнение закона управления ИИБ путем дополнительной корректировки его параметров на основании функциональной зависимости от длительности полета ЛА.

В устройство для осуществления способа компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, включающее инерциальный измерительный блок, в состав которого входят блок лазерных гироскопов и блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсы, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, блок вычисления скоростей, блок управления и отображения информации, аналого-цифровой преобразователь и цифроаналоговый преобразователь, шину навигационной информации, блок коррекции, в состав которого входят: счетчик времени, блок определения погрешностей лазерных гироскопов, блок выдачи сигнала коррекции, блок выдачи параметров закона управления, с целью уточнения параметров закона управления инерциальным измерительным блоком дополнительно введены блок-задатчик времени полета ЛА, блок уточнения параметров закона управления, блок суммирования, при этом входы блока уточнения параметров закона управления соединены с выходами блока-задатчика времени полета ЛА и блока выдачи параметров закона управления, выход которого соединен с блоком суммирования; выход блока уточнения параметров закона управления соединен с входом блока суммирования, выход которого соединен с входом блока электроники и интерфейсов.

Существенными отличительными признаками от прототипа по способу является следующая совокупность действий:

используют функциональную зависимость между параметрами корректировки закона управления ИИБ и данными о длительности полета ЛА;

в начале полета ЛА осуществляют уточнение закона управления ИИБ в зависимости о длительности полета ЛА,

по устройству - блок-задатчик времени полета ЛА, блок уточнения параметров закона управления, блок суммирования.

Применение всех новых признаков позволяет повысить точность определения пилотажно-навигационных параметров БИНС за счет учета меняющегося во время полета вклада в выходные ошибки системы различных составляющих инструментальных погрешностей гироскопов. Так, дисперсии ошибки по широте и долготе, обусловленные флуктуационными составляющими дрейфа гироскопов, увеличиваются пропорционально времени полета ЛА. В то же время дисперсии ошибки по широте и долготе, обусловленные постоянной составляющей ошибки масштабного коэффициента азимутального гироскопа, увеличиваются пропорционально четвертой степени времени полета ЛА. Таким образом, если в начале полета основное влияние на ошибки БИНС оказывают дрейфы гироскопов, то по мере увеличения продолжительности полета преобладающее влияние начинают оказывать ошибки масштабного коэффициента азимутального гироскопа. Влияние дрейфа гироскопов эффективно подавляется вращением ИИБ, а влияние ошибки масштабного коэффициента азимутального гироскопа усиливается при вращении ИИБ. Данные обстоятельства обуславливают необходимость учитывать время полета ЛА при выборе скорости вращения ИИБ.

На фигуре изображена блок-схема для реализации способа повышения точности определения навигационных параметров, который осуществляется следующим образом.

Уравнение, характеризующее динамику изменения ошибок БИНС с течением времени автономной работы, представим в следующем виде [3]:

где Р - ковариационная матрица ошибок БИНС с автокомпенсацией погрешностей;

F - матрица состояния ошибок БИНС с автокомпенсацией;

G - матрица возмущений;

Q - матрица интенсивности белого шума.

Структура матрицы состояния ошибок F такова, что даже при стационарных входных возмущающих воздействиях выходные ошибки БИНС не стационарны.

Флуктуационные составляющие погрешностей лазерных гироскопов представляют собой стационарные случайные процессы с нулевым математическим ожиданием и корреляционной функцией:

где - дисперсия флуктуационной составляющей дрейфа гироскопов;

- время корреляции случайного процесса.

Флуктуационная составляющая дрейфов гироскопов вызывается различными причинами:

- изменение длины пути лучей из-за расширения, сжатия и изгиба материала, из которого сделан гироблок;

- неточность регулирования силы тока, необходимой для поддержания лазерной генерации;

- неточность регулирования амплитуды вибрационной подставки;

- градиент температур вдоль активной среды лазерного гироскопа.

Постоянная составляющая погрешности масштабного коэффициента лазерного гироскопа представляет собой случайную величину, распределенную по нормальному закону с нулевым математическим ожиданием и дисперсией .

На величину и стабильность масштабного коэффициента гироскопов влияет множество факторов, но при этом можно выделить основные, например, на ошибку масштабного коэффициента лазерного гироскопа преобладающее воздействие оказывают частотная зависимость показателя преломления газовой среды и затягивание частоты генерации к центру атомной линии.

Решая уравнение (1) с учетом статистических характеристик погрешностей гироскопов, получим соотношения для ошибок БИНС по широте и долготе [4]:

где u - угловая скорость вращения Земли.

Пользуясь соотношениями (3) и (4), можно найти угловую скорость вращения ИИБ ω_в, которая обеспечивает минимум суммы дисперсий ошибок по координатам:

Для этого необходимо решить уравнение

Выполнив дифференцирование, находим, что

Соотношение (7) является необходимым условием минимума функции (5). Достаточным условием минимума функции является выполнение неравенства наряду с выполнением равенства (7). Проверим выполнение этого условия:

Это выражение больше нуля при любом t больше 0. Следовательно, соотношение (7) позволяет вычислить угловую скорость вращения ИИБ, при которой обеспечивается минимум суммы дисперсий ошибок по координатам [5].

Соотношение (7) определяют функциональную зависимость между требуемой угловой скоростью вращения ИИБ и инструментальными погрешностями лазерных гироскопов, а также временем полета ЛА.

В случае если реальное время полета t отличается от принятого t_пр при расчете требуемой угловой скорости ИИБ, возникает погрешность определения угловой скорости, равная

На фигуре изображена блок-схема устройства для компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенной инерциальной навигационной системы.

В состав устройства входят инерциальный измерительный блок 1, включающий блок лазерных гироскопов 2, блок акселерометров 3, выходы которых соединены с входом блока электроники ИИБ и интерфейсов 5, выходы которого соединены с цифровым микропроцессором 6 и механизмом вращения 4; выход вычислителя скоростей 11 через аналогово-цифровой преобразователь 9 соединен с входом цифрового микропроцессора 6, выходами которого являются шина навигационной информации 13 через блок сопряжения 7 и пилотажная информация 12 через цифроаналоговый преобразователь 10. Выход блока управления и отображения информации 8 соединен с входом цифрового микропроцессора 6, выход которого соединен с входом блока управления и отображения информации 8. Выход блока управления и отображения информации 8 соединен с входом блока коррекции 14, а именно с входом блока определения погрешностей лазерных гироскопов 16, выход которого соединен с входом блока выдачи параметров закона управления 18. Выходной сигнал со счетчика времени 15 поступает на блок определения погрешностей лазерных гироскопов 16 и блок выдачи сигнала коррекции 17, выход которого соединен с входом блока выдачи параметров закона управления 18. Входы блока уточнения параметров закона управления 20 соединены с выходами блока-задатчика времени полета летательного аппарата 19 и блока выдачи параметров закона управления 18, выход которого соединен с блоком суммирования 21. Выход блока уточнения параметров закона управления 20 соединен с входом блока суммирования 21, выход которого соединен с входом блока электроники инерциального измерительного блока и интерфейсов 6.

Инерциальный измерительный блок 1 состоит из блока лазерных гироскопов 2, блока акселерометров 3 и закреплен на механизме вращения 4.

Блок электроники ИИБ и интерфейсов 5 представляет собой устройство, которое выдает электрический сигнал на двигатель механизма вращения ИИБ 4, а также выполняет роль связующего устройства между блоком лазерных гироскопов, блоком акселерометров и цифровым микропроцессором 5.

Аналого-цифровой преобразователь 9 предназначен для преобразования и передачи аналоговой информации вычислителя скоростей 11 к цифровому микропроцессору 5.

Цифроаналоговый преобразователь 10 предназначен для преобразования в аналоговый вид и передачи потребителям аналоговой информации об углах курса, крена и тангажа 12.

Блок сопряжения с навигационной информацией 7 предназначен для преобразования сигналов с выхода цифрового микропроцессора 6 в цифровой код шины навигационной информации 13.

Блок управления и отображения информации 8 предназначен для отображения навигационной информации и параметров ориентации, а также для выдачи в блок определения погрешностей лазерных гироскопов 16 начальных значений ошибок лазерных гироскопов, входящих в состав ИИБ.

Блок коррекции 14, состоящий из счетчика времени 15, блока определения погрешностей лазерных гироскопов 16, блока выдачи сигнала коррекции 17, блока выдачи параметров закона управления 18, предназначен для выдачи параметров закона управления инерциальным измерительным блоком в зависимости от изменения, с течением времени, статистических характеристик блока лазерных гироскопов 2. В блок коррекции 14 данные о начальных значениях инструментальных погрешностей лазерных гироскопов поступают от блока управления и отображения информации 8.

Счетчик времени 15 предназначен для выдачи в блок определения погрешностей лазерных гироскопов 16 и блок выдачи сигнала коррекции данных о времени эксплуатации БИНС.

Блок определения погрешностей лазерных гироскопов 16 предназначен для нахождения инструментальных погрешностей лазерных гироскопов в зависимости от времени эксплуатации БИНС.

Блок выдачи сигнала коррекции 17 выдает команду в блок выдачи параметров закона управления 18 о начале коррекции через определенные промежутки времени эксплуатации БИНС.

Блок выдачи параметров закона управления 18 вычисляет и выдает в блок суммирования 21 параметры закона управления ИИБ.

Определение инструментальных погрешностей лазерных гироскопов в зависимости от времени эксплуатации БИНС производится в блоке определения погрешностей лазерных гироскопов 16, на основании сигнала о начальных значениях погрешностей лазерных гироскопов из блока управления и отображения информации 8 и сигнала о времени эксплуатации системы из счетчика времени 15.

На основании данных об исходных значениях инструментальных погрешностей лазерных гироскопов, поступающих из блока определения погрешностей лазерных гироскопов 16, и сигнала об изменении инструментальных погрешностей лазерных гироскопов с блока выдачи сигнала коррекции 17 в блоке выдачи параметров закона управления 18 определяются осредненные параметры закона управления инерциальным измерительным блоком 1 для среднестатистического полета.

Блок-задатчик времени полета ЛА 19 выдает в блок уточнения параметров закона управления 20 сигнал, пропорциональный времени предстоящего полета ЛА.

Блок уточнения параметров закона управления 20 вычисляет и выдает в блок суммирования 21 поправочное значение угловой скорости вращения инерциального измерительного блока 1. Вычисление поправочного значения угловой скорости осуществляется на основании соотношения (8). Количество членов в разложении выбирается такое, чтобы изменение поправочного значения угловой скорости при введении очередного члена было меньше погрешности следящей системы механизма вращения 4.

Блок суммирования 21 вычисляет сигнал с уточненными параметрами закона управления вращением инерциального измерительного блока и через блок электроники ИИБ и интерфейсов 5 данный сигнал поступает на двигатель механизма вращения 4.

Сигналы, пропорциональные угловой скорости и ускорению, с инерциального измерительного блока 1 через блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсов 5 поступают в цифровой микропроцессор 6.

В цифровом микропроцессоре 6 происходит вычисление углов ориентации 12, которые при помощи цифроаналогового преобразователя 10 выдаются потребителям. Навигационные параметры вычисляются в цифровом микропроцессоре 6 и через блок сопряжения с навигационной информацией 7 поступают в шину навигационной информации 13. Данные вычисления происходят с учетом информации от вычислителя скорости 11, которая поступает в цифровой микропроцессор 6 через аналого-цифровой преобразователь 9. Визуализация навигационной информации и углов ориентации осуществляется через блок управления и отображения информации 8.

Источники информации

1. Анучин О.Н. и др. Интегрированные системы ориентации и навигации для морских подвижных объектов. - СПб.: 1999, с.331-338 (аналог).

2. Патент РФ №2362977 C1, кл. G01C 21/10. Способ компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем и устройство для его осуществления. 27.07.2009 (прототип).

3. Зайцев А.Г., Протасов А.К., Шепеть И.П., Ягольников С.В. Синтез оптимального закона управления пространственным положением блока чувствительных элементов инерциальных навигационных систем// Радиосистемы. Выпуск 51. Конфликтно-устойчивые радиоэлектронные системы. 2001, №7. С.16-18.

4. Шепеть И.П., Онуфриенко В.В., Слесаренок С.В. Методическое обеспечение управляемых навигационных систем. (Монография). - Воронеж: Военный учебно-научный центр Военно-Воздушных Сил «Военно-Воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», 2012, с.145-148.

5. Шепеть И.П. Методы повышения точности управляемых инерциальных навигационных систем. (Монография). - Ставрополь: Ставропольское высшее военное авиационное инженерное училище (военный институт) им. маршала авиации В.А. Судца. 2009. - с.102-124.