ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС) и их использование для решения обсуждаем ых технических задач из "Управление и наведение беспилотных маневренных летательных аппаратов на основе современных информационных технологий " Несмотря на относительно высокую точность спутниковых систем навигации, в ряде приложений этой точности оказывается недостаточно для надежного и безопасного решения специфических задач. В практике использования автоматических маневренных ЛА к таким задачам относятся прежде всего задачи наведения на заданную точку (цель). В зависимости от условий поставленной задачи координаты ЛА в этом случае должны быть определены с погрешностью от десятков сантиметров до нескольких метров. [c.71] Существенное повышение точности навигационных определений обеспечивается при использовании дифференциального режима (ДР) измерений. Дифференциальный режим работы СНС позволяет потребителям не только снизить погрешности местоопределения до метрового или даже дециметрового уровня, но и контролировать доступность сигналов спутников и целостность системы. [c.71] Многочисленные исследования показали, что в структуре погрешностей СНС имеются такие, которые слабо меняются внутри достаточно обширных областей. Результаты этих исследований подсказали путь к повышению точности СНС нахождение систематических погрешностей на КС и использование их как поправок в аппаратуре потребителя (АП). К этим погрешностям относятся такие, которые вызываются неточностями, вносимыми информацией о местоположении спутника, его бортовым опорным генератором, искажениями сигнала в атмосфере (см. таблицу 4.1). Действительно, учитывая большую высоту спутников (около 20ООО км), сигналы от них до корректируюш,ей станции и до потребителя, удаленного от КС на десятки и даже сотни километров, проходят почти один и тот же путь через одни и те же слои атмосферы. Искажения сигналов будут одинаковыми, что и позволяет применить принцип дифференциальной коррекции. При этом оказывается возможным скомпенсировать не только погрешности, обусловленные естественными причинами, но и влияние искусственного загрубления точности, если таковое будет создаваться, например, как ранее (до мая 2000 года) кодом S/A (см. ту же таблицу). [c.72] Для реализации дифференциального режима СНС дополняется дифференциальной подсистемой. Она состоит из контрольно-коррек-тирующей станции, добавленной к наземному сегменту СНС, и разме-ш,енного в бортовой части специального устройства приема и обработки дифференциальных поправок для спутникового приемника. Дифференциальная подсистема не влияет на работу системы в стандартном режиме, но позволяет потребителю при необходимости перейти на работу в ДР. [c.72] Конкретную реализацию ДР можно осуществить несколькими способами. Наиболее простым и наглядным является метод коррекции координат, однако наиболее широкое применение, в силу ряда причин описанных ниже, нашел метод коррекции навигационного параметра (псевдодальности). [c.73] На рис. 3.16 приведена структурная схема, поясняющая метод коррекции координат. [c.74] Как следует из названия метода, предполагается, что корректируются координаты потребителя, определенные им по сигналам спутников в стандартном режиме работы системы. На ККС формируется КИ путем сопоставления вычисленных в стандартном навигационном сеансе координат с известными с высокой точностью координатами фазового центра антенны GPS. Полученные таким образом поправки к координатам передаются в составе КИ потребителю, который использует их для уточнения своего местоположения, добавляя поправки к вычисленным координатам. [c.74] Рассмотренный метод реализации ДР сравнительно прост, так как не изменяет основного алгоритма навигационных определений потребителя, но у него есть существенный недостаток. Дело в том, что этот метод применим лишь при одном весьма сильном ограничении — для реализации этого метода необходимо, чтобы ККС и все потребители КИ вырабатывали координаты по одному и тому же созвездию спутников. Реально же потребитель использует для вычисления своих координат наивыгоднейшее по геометрии созвездие наблюдаемых им спутников. [c.74] Это созвездие при достаточном удалении от ККС или в силу иных причин (перекрытие обзора элементами конструкции ЛА, особенности алгоритмов выбора созвездий в приемнике и др.) может не совпадать с тем, для которого выработаны поправки на ККС. [c.75] Преодолеть отмеченный недостаток можно при использовании второго метода реализации ДР — метода коррекции навигационного параметра (псевдодальности), структура которого изображена на рис. 3.17. [c.75] Перечисленные выше способы организации ДР не являются единственными, но в настоящее время они нашли наиболее широкое применение и, кроме того, позволяют наиболее наглядно представить особенности этого режима работы. Их использование снижает погрешность измерения координат до 1-5 м, а высоты до 2-7 м (см. уже упоминавшуюся таблицу 4.1). [c.76] Как отмечалось выше, ДР способен не только повысить точность работы СНС, но и обеспечить контроль целостности системы и анализ достоверности передачи КИ. Под целостностью понимается способность СНС предоставлять потребителю полноценное навигационно-времен-ное обеспечение. Целостность выражается в вероятности обнаружения отказа системы и сигнализации об этом в течение заданного интервала времени. Целостность системы — одно из ключевых понятий. Лишь системы, обладающие высокой целостностью, способны обеспечить надежное и безопасное выполнение полета или поставленной задачи. Целостность подразумевает нормальную, штатную работу всех спутников системы. Неисправные спутники должны быть исключены из рабочего созвездия. В кадрах навигационных сигналов спутников имеются параметры, характеризующие исправность отдельных подсистем или интегральную исправность спутника. Однако такая информация закладывается на спутники с Земли не чаще одного раза в 12 часов. Необходима более оперативная информация о состоянии СНС. [c.76] Скалярный вид основного уравнения инерциальной навигации определяется, прежде всего, выбранным навигационным базисом, т. е. базисом, в котором определяются основные навигационные параметры координаты и проекции скорости. В свою очередь, выбор навигационного базиса определяется типом летательного аппарата, особенностями его траекторного движения, характером решаемых задач. [c.80] в космических приложениях, когда аппарат совершает орбитальное движение, наиболее удобно вести решение в инерциальной систем координат, и в качестве основы для разработки функциональных алгоритмов БИНС следует взять векторную систему уравнений (3.64). При этом позиционную информацию получают в форме декартовых прямоугольных координат, скоростную — в форме проекций абсолютной скорости на выбранные инерциальные оси, а информацию об ориентации — в виде соответствующей матрицы ориентации или трех углов ориентации ЛА относительно выбранного базиса. [c.80] ОСИ в блоке пересчета (БП) пересчитываются к инерциальным осям с использованием полученной матрицы ориентации. Вычисленные проекции кажущегося ускорения на инерциальные оси (полученный вектор rij) передаются в блок решения навигационного алгоритма (НА), векторная форма которого задана системой (3.64). Выходные параметры ВИНС в этом случае представляются инерциальными декартовыми координатами радиус-вектора местоположения Я/ = [Xj, Yj, Zj] , проекциями абсолютной скорости движения Vj — [Vxi, Vyi, VziV, a также матрицей ориентации ЛА в выбранной инерциальной системе координат А. Естественно, что при необходимости из матрицы ориентации А могут быть получены углы ориентации ЛА относительно осей инерциальной системы координат. [c.82] Вторая типовая схема построения ВИНС представлена на рис. 3.19. Этот вариант реализует алгоритм системы, работающей во вращающейся (наиболее часто — горизонтальной) системе координат. [c.82] Как и в предыдущем случае информация с ВГ в виде проекций вектора угловой скорости на связанные с ЛА оси используется в АО. Однако на этот раз определяется матрица С направляющих косинусов между связанными осями и осями, которые вращаются с угловой скоростью Lg- Это приводит к необходимости модифицировать алгоритм ориентации и привлечь для его реализации вычисленные в НА проекции вектора 0.G, что отображено на схеме дополнительной связью. Информация с ВА в виде проекций вектора кажущегося ускорения rig на связанные с ЛА оси передаётся в ВП для приведения к навигационным осям с использованием полученной матрицы ориентации С Вычисленные проекции (полученный вектор Uq) передаются в блок решения НА, векторная форма которого задается системой (З.бб) или системой (3.70), в зависимости от вида определяемой скорости. На выходе ВИНС формируется радиус-вектор местоположения ЛА йс, вектор скорости Vg — [Ухс,Уус,Угс] а также углы ориентации ЛА. В частном случае, когда в качестве навигационного базиса выбран го-ризонтный ориентированный по странам света трехгранник, на выходе системы будут сформированы географические координаты радиус-век-тора местоположения Rq = [9 , А, /г], проекции относительной скорости движения Ug = [Un,Ue, Uz], а также углы ориентации ЛА в географической системе координат истинный курс ф, тангаж v и крен 7. [c.82] Вернуться к основной статье