Диссертация (Разработка алгоритмов комплексирования навигационных систем летательных аппаратов), страница 10

В состав НКвключены разнообразные навигационные системы, объединенные посредствоминформационного процесса. Исследуемый тип НК состоит из максимальновозможного количества навигационных систем и алгоритмического обеспечения.Алгоритмическое обеспечение современных НК ЛА, как правило, включаеталгоритмы комплексирования, оценивания, управления и прогнозирования [37].Базовой навигационной системой НК является ИНС. Все другие навигационные68системы НК являются внешними, по отношению к ИНС, источникамиинформации. В условиях активного противодействия, полетов над территориейпротивника использование стационарных навигационных систем (РСБН, РСДН) иГЛОНАСС не представляется возможным. В таких условиях для высокоточноговычисления навигационных определений предложено использовать структуру НКс интеллектуальнойкомпонентой НКИ [73, 101], снабженную контуромкоррекции ИНС в структуре системы посредством алгоритма управления.

Воснову способа комплексирования положены критерии селекции информации:численный критерий степени наблюдаемости и критерий степени управляемостипеременных вектора состояния, включающего погрешности ИНС. В качествеинтеллектуальнойкомпонентыНКИиспользуютсяакцептордействияинтеллектуальных систем [37], включающий модифицированный тренд, алгоритмпрогноза и сравнение прогноза с апостериорным результатом [101].Структура НКИ представлена на Рис.

2.7.Рис. 2.7. Структура навигационного комплекса с интеллектуальнойкомпонентойНа Рис. 2.7 введены следующие обозначения:1 – базовая навигационная система, обычно ИНС; 2, …, N – внешниедатчики и измерительные системы; z k , АО – алгоритм оценивания; АУ - алгоритмуправления; Θk – истинная навигационная информация; хk – погрешности ИНС;69x̂k – оценки погрешностей ИНС; x̂ˆk – прогноз погрешностей ИНС;∑– блоккомплексирования и сравнения; АПМ – алгоритм построения модели; АП –алгоритм прогноза; u – вектор управления.ВблокеΣпроисходитопределениестепенейнаблюдаемостииуправляемости, а также осуществляется формирование измерений для алгоритмаоценивания и алгоритма построения прогнозирующих моделей, а такжепроводится сравнение текущей апостериорной информации с результатамипрогноза.Математическая модель, которая формируется на основе проведенныхизмерений, применяется в алгоритме оценивания для вычисления погрешностейИНС, а алгоритме управления для коррекции погрешностей в структуре ИНС.Также при помощи данной модели производится прогнозирование состояниясистемы на определенном интервале времени (интервал выбирается изпрактических соображений).По результатам обработки информации можно определить наилучшийсостав НКИ.

В процессе функционирования проводятся измерения, вычисляютсязначения степеней наблюдаемости и управляемости при использовании каждоговнешнего датчика совместно с ИНС, проводится построение модели, прогноз исличение прогноза с апостериорной информацией, оценивается вектор состояния,включающий погрешности ИНС, осуществляется коррекция погрешностей ИНС,определяется оптимальная структура НКИ, которая будет использована на этоминтервале функционирования ЛА (интервале прогнозирования).2.2.

Алгоритмы КОИ НКГлавным преимуществом автономных ИНС является их инвариантность кгоризонтальнымобусловленныеускорениям.дрейфомОднако,гироскопов,погрешностиакселерометров,автономныхатакжеИНС,другими70возмущающими факторами, достигают значительных величин [9, 12, 22].Исследован способ коррекции автономной ИНС в выходном сигнале сиспользованием алгоритма прогноза.

Построение прогнозирующих моделей длякраткосрочного прогноза осуществляется с помощью линейных трендов, а длядолгосрочного прогноза – алгоритмом самоорганизации.Погрешности автономных навигационных систем.Погрешности ИНС можно разделить на два типа: методические иинструментальные. Методические погрешности ИНС обусловлены способомпроведения измерений.

К ним обычно относят ошибки, вызываемые, например,неточным знанием структуры и параметров гравитационного поля Земли иколичественных характеристик ее формы. Сюда же следует причислитьпогрешности, обусловленные упрощением алгоритмов. Обычно основная частьметодических погрешностей успешно компенсируется.К инструментальным ошибкам, возникающим вследствие погрешностейинерциальных датчиков и вычислительного устройства, относятся, например,случайный дрейф гироскопов, нестабильность масштабных коэффициентовдатчиков момента гироскопови акселерометров, погрешности передачиинформации. Причиной ряда других ошибок служат конструкционно –технологические факторы: погрешности выполнения посадочных баз подинерциальные датчики, а также нестабильность взаимного положения этих базвследствие деформации карданова подвеса в поле силы тяжести или старенияматериала подвеса.

Последняя группа ошибок обусловлена погрешностямначальной выставки, состоящими из неточности внешней информации и ошибокустройств ввода данной информации в ИНС.Рассматривая реакцию автономной ИНС на определенные возмущающиефакторы, можно сделать выводы о характере погрешностей ИНС.71Нулевой сигнал – это сигнал, который по каким-либо причинам появляетсяна выходе акселерометра, в то время как в действительности никакого ускорениянет. Этот сигнал обычно имеет небольшую величину, представляет собойколебания с периодом Шулера и может привести к значительным ошибкам.В случае, когда погрешность акселерометра изменяется пропорциональновремени работы последнего, погрешность ИНС можно представить в виденарастающей с течением времени составляющей и наложенной на неесинусоидальной составляющей.На практике для разработки алгоритмического обеспечения, как правило,используются упрощенные уравнения погрешностей автономных ИНС длякаждого информационного канала.Уравнение ошибок ИНС в этом случае для одного из горизонтальныхинформационных каналов будут иметь вид [37]:xk=Фxk-1+Wk-1 Vk где xk   Фk  ,  k (2.8) B ], Wk 1   0  . wk 1 [xk – вектор состояния системы; Ф – матрица системы; Wk – вектор входногошума;  Vk – погрешность в определении скорости ЛА; Фk – углы отклонениягиростабилизированной платформы (ГСП) относительно опорной системыкоординат;  k – проекции скорости дрейфа ГСП на ее же оси; g – ускорениясилы тяжести; T – период дискретизации; R – радиус Земли; B – смещение нуляакселерометра; wk 1 – дискретный аналог белого гауссовского шума; – средняячастота случайного изменения дрейфа.Таким образом, получены уравнения ошибок ИНС в дискретной форме,которые используются в дальнейшем при разработке алгоритмов.Инструментальныепогрешностиможноразделитьнаакселерометров, интеграторов, гироскопов и ошибки выставки ГСП.погрешности72В условиях длительной работы ИНС в автономном режиме погрешностимогут достигать больших значений.

Поэтому применяется коррекция ИНС спомощью внешних источников навигационной информации, например, СНС.Спутниковые навигационные системы.СНС ГЛОНАСС и GPS имеют следующие основные погрешности [6, 80,95]: отсутствие достоверной информации об эфемеридах навигационныхкосмических аппаратов (НКА); отсутствие информации об уходах бортовойшкалы времени НКА; погрешности, возникающие в приемном устройстве иобусловленные шумами навигационной радиолинии, дискретным характеромпроцесса измерений в приемном устройстве, неодинаковостью групповоговремени запаздывания навигационных сигналов разных НКА в аналоговыхмодулях приемного устройства, условиями распространения навигационныхсигналов (ионосферой, тропосферой, многолучевостью).

Существенное влияниена точность СНС оказывает взаимное расположение ЛА и рабочего созвездияНКА.Активные помехи устанавливаются противником и действуют чрезвычайноэффективно: простейшее устройство GPS-Jamming позволяет зашумить частотуспутниковых сигналов с помощью генератора случайных помех. Более сложныеспособы предполагают настройку на частоту сигнала спутника с последующимиманипуляциями с его информационной составляющей.Для восстановления сигналов СНС необходимо время, затрачиваемое нанастройку системы. На интервале настройки СНС навигационная информациянедоступна до момента появления устойчивых сигналов и коррекция неосуществляется. Временной интервал настройки СНС зависит от многихфакторов, в частности от конфигурации наблюдаемого созвездия спутников,характера присутствующих помех и т.д., а также от времени отсутствия73информационного контакта с НКА.Способыпостроениямоделейпогрешностейинерциальныхнавигационных систем.Для вычисления погрешностей ИНС применяются различные алгоритмыоценивания [81].