RU2849357C2 - Способ комплексирования данных инс и гнсс для решения задачи навигации объекта - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к области навигации, конкретно к способам комплексирования навигационной информации, полученной от глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС) и инерциальной навигационной системы (ИНС). Способ комплексирования данных ИНС и ГНСС включает: получение информации от трех акселерометров и трех датчиков угловой скорости (ДУС), установленных на объекте в осях, предполагаемых ортогональными и образующих относительно объекта два совпадающих трехгранника; полученные данные усредняют, проводят начальную выставку углов крена и тангажа, а также курса на основании полученных от ГНСС данных о путевом угле; осуществляют формирование вектора состояния путем интеграции данных, полученных от акселерометров и ДУС. При этом для компенсации погрешностей в составе акселерометров и ДУС формируют матрицу ковариации; проводят процедуру оптимальной фильтрации Калмана. Технический результат заключается в повышении точности определения навигационных данных. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области реализации навигационных систем, а именно к способам комплексирования и коррекции навигационной информации, полученной от спутниковых навигационных систем и инерциальных датчиков в составе движущегося объекта.

Из уровня техники известен способ оптимального оценивания ошибок инерциальной навигационной системы и её коррекции по неподвижному наземному ориентиру с известными географическими координатами (патент РФ на изобретение 2713582, опубликован 05.02.2020), включающий угловое сопровождение неподвижного наземного ориентира коррекции (ОК) и дискретное измерение наклонной дальности до него в щадящем для лазерного дальномера из состава обзорно-прицельной системы режиме его работы с частотой излучающих посылок 0,5-1,0 Гц и основан на совместной обработке измеряемых при этом текущих углов визирования ОК и наклонной дальности до него, текущих углов истинного и гироскопического курсов, крена и тангажа объекта и счисленных инерциальной навигационной системой (ИНС) географических координат его местоположения и текущей бароинерциальной высоты. При этом в режиме непрерывного углового сопровождения ОК одно-двухсекундные временные интервалы между соседними измерениями дальности до ОК заполняют ее десятигерцовыми расчетными значениями, которые формируют в соответствии с модифицированной, инвариантной к рельефу подстилающей поверхности угломестной процедурой определения наклонной дальности, предполагающей использование текущих бароинерциальной высоты объекта, косинуса угла между географической вертикалью и направлением на ОК, и сформированного по измерениям ОПС опорного значения высоты ОК над уровнем моря, при этом оценивание составляющих абсолютной линейной скорости объекта осуществляют в соответствии с кинематической моделью его движения относительно неподвижного наземного ОК в проекциях на оси инерциальной системы координат. При этом реализуются две параллельно работающие процедуры оптимального оценивания - основная и вспомогательная, первая из которых обеспечивает оценивание расширенного вектора параметров состояния ИНС и последующую коррекцию ее навигационных и пилотажных параметров, а вторая - формирование адекватных позиционных и скоростных сигналов спутниковых навигационных систем (СНС), используемых в основной процедуре оптимального оценивания в качестве сигналов идеального измерителя.

К главным недостаткам указанного способа можно отнести:

- невозможность улучшения точности определения местоположения объекта в отсутствии наземных ориентиров, так как для коррекции ошибок «дрейфа» датчиков в составе ИНС от навигационной системы необходимо иметь географическую привязку к окружающей среде;

- необходимость ведения базы данных неподвижных наземных ориентиров с указанием их географических координат;

- необходимость определения дальности до ОК посредством сторонних измерителей (лазерный дальномер).

Так же известен способ определения инструментальных погрешностей измерителей инерциальной навигационной системы на этапе начальной выставки (патент РФ на изобретение 2300081, опубликован 27.05.2007) включающий измерение выходных сигналов гироскопов, акселерометров и датчиков углов пространственного положения курсовертикали относительно объекта, формирование сигналов, пропорциональных позиционной и интегральной составляющим горизонтальных компонент кажущегося ускорения и гироскопического курса для построения контура калибровки, отличающийся тем, что инерциальную курсовертикаль с жестко закрепленными на ней гироскопическими измерителями угловой скорости и акселерометрами принудительно вращают относительно трех строительных осей объекта без использования гироскопической стабилизации, затем рассчитывают значения идеальных выходных сигналов гироскопов и акселерометров и сравнивают с выходными сигналами гироскопов и акселерометров, снятыми с измерителей в процессе начальной подготовки инерциальной навигационной системы, и определяют для гироскопов: дрейф гироскопов, ошибки масштабных коэффициентов, ошибки асимметрии масштабных коэффициентов и перекосы осей чувствительности гироскопов; для акселерометров: погрешности акселерометров, ошибки масштабных коэффициентов, ошибки асимметрии масштабных коэффициентов, ошибки отклонения центра масс акселерометров от начала координат связанной с блоком чувствительных элементов системы координат, перекосы осей чувствительности акселерометров.

Недостатком данного способа является отсутствие возможности применения используемых для определения ошибок датчиков ИНС математических моделей в процессе работы технических средств, в следствии чего снижается точность определения навигационного положения в следствии накопления погрешностей измерения указанных датчиков.

Кроме этого, недостатком данного способа является необходимость установки дополнительного специального оборудования (элементы поворотных платформ, двигатели и т.п.) что приводит к снижению эксплуатационной надежности, сложности в обслуживании и повышению стоимости изделия.

Известен способ оценивания ошибок инерциальной информации и ее коррекции по измерениям СНС (патент РФ на изобретение № 2617565, опубликован 25.04.2017). Способ заключается в том, что используют традиционную процедуру оптимальной фильтрации и идентификации Калмана, для чего сигналы измерения оптимального фильтра-идентификатора формируют посредством сравнения одноименных географических координат местоположения и горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы (ГП) ИНС, сформированных по измерениям спутниковой навигационной системы (СНС), а его структуру синтезируют в соответствии с традиционной для ИНС моделью ошибок, при этом характер полета методически организуют таким образом, что после 270 секунд прямолинейного горизонтального полета, на котором реализуют точное «горизонтирование» гироплатформы и оценивают хорошо наблюдаемые параметры горизонтальных каналов ИНС, осуществляют маневр, типа «змейки», координированного или боевого разворотов, после чего активную фазу процедуры оптимальной фильтрации и идентификации приостанавливают и фильтр-идентификатор переводят в режим долгосрочного - до следующего сеанса коррекции, прогноза, для реализации которого сигналы измерения обнуляют, а значения оценок на момент завершения активной фазы процедуры оценивания используют в качестве начальных условий в процедуре прогноза, при этом сам прогноз осуществляют в соответствии с дискретными уравнениями расчета априорных оценок ошибок ИНС, а коррекцию выходных параметров ИНС - географических координат местоположения и составляющих абсолютной линейной скорости, реализуют в разомкнутой схеме ИНС, для чего используют текущие прогнозируемые значения оценок параметров состояния ИНС. При этом модель ошибок ИНС расширяют за счет включения в нее математического описания координат ее местоположения относительно антенного блока (АБ) СНС и представляют их в виде системы трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений первого порядка в проекциях на оси опорного трехгранника ГП ИНС, которые одновременно описывают аддитивно входящие в скоростные сигналы измерения кинематические составляющие относительной скорости движения ИНС, а при формировании сигналов измерения и матрицы наблюдения используют кинематические соотношения, связывающие ошибки Δφ, Δλ, Δχ счисления географических координат местоположения и угла азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС с погрешностями выдерживания вертикали αx, αy и углом αz азимутального ухода ГП ИНС с точностью до величин второго порядка малости относительно таких параметров, как Δφ, Δλ, αх, αy, αz, обеспечивают определение текущих значений элементов матриц сообщения и наблюдения.

В известном патенте речь идет о гироплатформе (ГП), которая имеет ряд недостатков по сравнению с бесплатформенными инерциальными навигационными системами (БИНС): дороговизна, сложность в обслуживании, невозможность применения предложенных маневров к наземным транспортным средствам. Кроме этого, недостатком является избыточность системы за счет использования двух ИНС.

Также известна интегрированная инерциально-спутниковая навигационная система (патент РФ на изобретение № 2277696, опубликован 10.06.2006). Система содержит радиоприемник, соединенный через усилитель с антенной, выходами подключенный к вычислителю местоположения навигационных спутников, а входами к блоку начальной установки альманаха данных об орбитах спутников, выходы этого вычислителя соединены с входами блока выделения радиовидимых спутников, выходы которого подключены к первой группе входов блока выделения рабочего созвездия спутников, соединенного выходами с входами блока вычисления местоположения пользователя, а также измеритель проекций абсолютной угловой скорости и измеритель проекций вектора кажущегося ускорения, своими выходами соответственно через корректор угловой скорости и корректор кажущегося ускорения подключенные к первой группе входов вычислителя навигационных параметров, выходы которого соединены с первой группой выходов системы. В систему также входит вычислитель начальных данных, тремя группами входов подключенный соответственно к выходам измерителя проекций абсолютной угловой скорости и измерителя проекций вектора кажущегося ускорения, выходам блока комплексирования информации, а также выходам блока вычисления местоположения пользователя, при этом вычислитель начальных данных частью выходов подключен к входам вычислителя навигационных параметров, а всеми выходами к первой группе входов блока комплексирования информации, вторая группа входов которого связана с выходами корректора угловой скорости и корректора кажущегося ускорения, а третья группа входов подключена к выходам блока вычисления местоположения пользователя. Одна группа выходов блока комплексирования информации подключена ко второй группе входов блока выбора рабочего созвездия спутников, другая группа выходов непосредственно соединена с второй группой выходов системы, третья группа выходов подключена к входам корректора кажущегося ускорения, а четвертая группа выходов соединена с входами корректора угловой скорости и второй группой входов вычислителя начальных данных.

В данном патенте рассматриваются два блока гироскопов, что является избыточным. Также данная система направлена на преодоление отказоустойчивости, а не на точность навигации.

Целью задачи навигации является определение географических координат (широты, долготы, высоты) объекта управления, вектора скорости и углов ориентации (курс, крен, тангаж) объекта. Задача решается при помощи комплексирования данных ИНС (инерциальной навигационной системы) и данных ГНСС (глобальных навигационных спутниковых систем). При этом ГНСС формирует только координаты и скорости движения объекта (использование многоантенных спутниковых приемников не рассматривается), а ИНС ускорения и угловые скорости.

На практике каждый из датчиков имеет погрешности, которые необходимо оценить в результате комплексирования. Кроме этого, в силу пропадания спутниковых сигналов существующие решения быстро деградируют в точности, что недопустимо при работе сельскохозяйственных роботов.

Технический результат, достигаемый при реализации данного изобретения, заключается в повышении точности определения навигационных данных движущегося объекта, за счёт обеспечения возможности комплексирования данных ИНС и ГНСС с компенсацией погрешностей измерения датчиков в составе ИНС, возможность автономного движения при пропадании спутникового сигнала, отсутствие необходимости применения многоантенных спутниковых приемников, повышение стабильности навигационного решения за счет термостатирования инерциальных датчиков.

Указанный технический результат достигается способом комплексирования данных ИНС и ГНСС для решения задачи навигации объекта, включающим получение выходной информации от трех акселерометров и трех датчиков угловой скорости (ДУС), установленных на объекте в осях, предполагаемых ортогональными и образующих относительно объекта два совпадающих трехгранника, полученные данные усредняются и проводится начальная выставка углов крена и тангажа, затем проводится начальная выставка курса на основании данных полученных от ГНСС о путевом угле, далее осуществляется формирование вектора состояния путем интеграции данных полученных от акселерометров и ДУС при помощи кинематических уравнений Пуассона, после чего для компенсации погрешностей в составе акселерометров и ДУС, на основе данных полученных от ГНСС формируется матрица ковариации в соответствии со следующей моделью измерения:

далее проводятся процедуры оптимальной фильтрации Кальмана, при этом вектор состояния обновляется в соответствии со следующими формулами:

Технические решения, применяемые в составе данного изобретения, позволяют произвести комплексирование данных ИНС и ГНСС с учетом погрешностей возникающих в составе датчиков ИНС, для решения задач навигации объекта.

Используемые инерциальные датчики состоят из трех акселерометров, расположенных в осях, предполагаемых ортогональными, и трех ДУС, также расположенных в осях, предполагаемых ортогональными. Предполагается, что эти два трехгранника совпадают. Датчики ИНС жестко установлены на объекте управления. Координаты приведенного центра ИНС и углы установки считаются известными в строительных осях объекта. Антенна ГНСС установлена на крыше объекта с известными координатами в строительных осях объекта.

Температурная калибровка датчиков не проводится. Инерциальные датчики нагреваются до постоянной температуры 80°С, которая благодаря системе термостатирования поддерживается с высокой точностью 0.01°С, чтобы не допустить температурных ошибок. Термостатирование реализуется путем обкладки инерциального датчика резисторами, а ее контроль осуществляется по информации встроенного температурного датчика, на основе ПИД регулятора. Температура нагрева подобрана такой выше которой датчики не могут нагреться под воздействием внешних факторов. На фиг блок термостатирования отдельно не показан.

Предполагается, что показания акселерометра содержат погрешности в виде кажущегося ускорения, неизвестного смещение нуля, постоянного от запуска к запуску, и случайного шум, предполагаемого белым, с известной интенсивностью.

Показания ДУС подчиняются такой же модели погрешностей, что и акселерометра. Отметим, что мы будем использовать исторически обоснованное название для смещения нуля показания ДУС - дрейф.

В основе осуществления способа лежит линейный дискретный фильтр Калмана (ФК) в обратных связях в реальном времени. Основу ФК составляет вектор состояния x и матрица ковариаций P. В вектор состояния входят ошибки определения координат и скорости, угловые ошибки, а также текущие оценки дрейфов ДУС и смещений нулей акселерометров. Матрица ковариации - эта матрица, состоящая из попарных ковариаций ошибки всех компонент вектора состояния.

ФК состоит из трех этапов: инициализация, коррекция, прогноз. На каждом такте алгоритма мы имеем текущую оценку вектора состояния и текущую оценку матрицы ковариации.

Данные от ИНС и ГНСС поступают на блок управления - вычислитель, осуществляющий обработку и комплексирование данных в соответствии с алгоритмом описанным ниже.

Техническая сущность изобретения поясняется чертежами. На фиг.1 изображена блок-схема алгоритма комплексирования данных ИНС и ГНСС.

Алгоритм комплексирования данных ИНС и ГНСС содержит:

1. 1. Начальная выставка крена и тангажа;

2. 2. Начальная выставка курса;

3. 3. Алгоритм автономного счисления;

4. 4. Проверка наличия ГНСС данных;

5. 5. Коррекция по решению ГНСС;

6. 6. Учет обратных связей;

7. 7. Прогноз ковариации.

В предпочтительном варианте исполнения изобретение осуществляется следующим образом.

На первом этапе данные от датчиков ИНС поступают на вход блока управления, где они усредняются и осуществляется начальная выставка углов крена и тангажа (1). Далее в процессе движения объекта на вход блока управления поступают данные от системы ГНСС, в соответствии с которыми осуществляется начальная выставка курса (2) и общий алгоритм обработки данных переходит к алгоритму автономного счисления (3), на вход алгоритму автономного счисления (3) подаются очередные показания датчиков ИНС и навигационное решение на предыдущей итерации, на выходе имеем навигационное решение на текущем шаге. Один такт автономного счисления представляет собой численное интегрирование показаний акселерометров и ДУС, где в качестве начальных условий принимается навигационное решение на предыдущей итерации. Интегрирование показаний акселерометров проводится методом Эйлера. Под интегрирования показаний ДУС понимается численное интегрирование кинематических уравнений Пуассона. После чего осуществляется проверка наличия данных ГНСС (4), в случае отсутствия данных полученное навигационное решение является истинным и алгоритм переходит к новому такту автономного счисления, в случае наличия данных ГНСС осуществляется переход к процедуре коррекции по решению ГНСС (5). Под решением ГНСС понимаются географические координаты, скорость и путевой угол, полученные в результате работы алгоритма спутниковой навигации. На этапе коррекции по решению ГНСС (5) меняются текущие оценки вектора состояния и матрицы ковариации в соответствии с моделью измерения (в нашем случае измерение - решение ГНСС) для обеспечения возможности проведения коррекции погрешностей в составе датчиков ГНСС:

где:

- матрица коэффициентов усиления;

- вектор измерения в момент времени ;

- оценка вектора состояния в момент времени , использующая измерения (априорная оценка);

- оценка вектора состояния в момент времени , использующая измерения (апостериорная оценка);

- оценка ковариационной матрицы ошибки оценки в момент времени с учетом измерений ;

- оценка ковариационной матрицы ошибки оценки в момент времени с учетом измерений ;

Матрица связывает компоненты вектора состояния с измерением , в соответствии с моделью измерения;

- матрица ковариации шума измерения.

После выполнения коррекции по решению ГНСС (5) алгоритм переходит к этапу учета обратных связей (6) на этом этапе компоненты текущего вектора состояния (напомним, что вектор состояния содержит погрешности) вычитаются из соответствующих компонент навигационного решения, а текущие оценки дрейфов ДУС и смещений нулей акселерометров добавляются к соответствующим интегральным оценкам. Вектор состояния обнуляется. На этапе прогноза ковариации (7) проводятся процедуры оптимальной фильтрации Кальмана в основе которого лежат уравнения ошибок ИНС. Вектор состояния и матрица ковариации обновляются в соответствии с формулами:

,

где:

- матрица ковариации шума динамической системы (в нашем случае шума инерциальных датчиков).

В предложенном способе есть термостатирование блока ИНС, т.е. поддержание инерциальных датчиков при определенной температуре. Что позволяет не проводить температурную калибровку инерциальных датчиков.

Блок инерциальных датчиков стоит внутри блока навигации, вместе с антенной ГНСС.

В предложенном способе используются свойства кинематики ТС - коррекция по нулевым компонентам вектора скорости той точки ТС, которая определяется кинематической моделью ТС.

Таким образом описанный способ применяется для задачи навигации объекта, при которой для повышения точности навигации используется комплексирование данных, полученных от инерциальных датчиков, установленных на объекте и системы ГНСС. Повышение точности также достигается за счет применения матрицы ковариации для решения задач компенсации погрешностей измерений указанных инерциальных датчиков.

Claims (4)

1. Способ комплексирования данных ИНС и ГНСС для решения задачи навигации объекта, характеризующийся тем, что осуществляется получение выходной информации от трех акселерометров и трех датчиков угловой скорости, установленных на объекте в осях, предполагаемых ортогональными и образующих относительно объекта два совпадающих трехгранника, полученные данные усредняются и проводится начальная выставка углов крена и тангажа, затем проводится начальная выставка курса на основании данных, полученных от ГНСС, о путевом угле, далее осуществляется формирование вектора состояния путем интеграции данных, полученных от акселерометров и ДУС, при помощи кинематических уравнений Пуассона, после чего для компенсации погрешностей в составе акселерометров и ДУС на основе данных, полученных от ГНСС, формируется матрица ковариации в соответствии со следующей моделью измерения:
3. далее проводятся процедуры оптимальной фильтрации Кальмана, при этом вектор состояния обновляется в соответствии со следующими формулами: