Диссертация (Разработка алгоритмов коррекции навигационных систем летательных аппаратов в условиях аномальных измерений), страница 3

Прогнозрассчитывается на основе априорной модели.Повысить точность оценивания можноне исключая аномальныеизмерения из процесса формирования оценки, а путем ограничения аномальныхизмерений. В случае, когда критерий сигнализирует о появлении аномальногоизмерения, предлагается использовать вместо обновляемой последовательностиее ограниченное значение.Таким образом, при отсутствии сигналов СНС для коррекции ИНСиспользованы линейные прогнозирующие тренды. Процесс восстановлениясигналов от СНС сопровождается появлением аномальных выбросов визмерительномсигналеалгоритмаоценивания.Дляпредотвращенияпроникновения аномальных измерений в оценку предложено использовать валгоритме критерий выявления аномалий и формулу для расчета оценкипогрешностей ИНС, включающую теоретически предсказанное значение16обновляемой последовательности.Разработанная модификация алгоритмаоценивания позволяет повысить точность навигационных определений ЛА висследованных режимах функционирования ИНС и СНС.При исчезновении сигналов от спутников осуществляется оценка ошибокс помощью априорной модели, линейного прогнозирующего тренда илиалгоритма самоорганизации.

Исследованы особенности коррекции ИНС вусловиях исчезновения сигналов СНС различной длительности.Для коррекции ИНС при краткосрочном исчезновении сигналов СНСцелесообразно использовать прогнозирующие линейные тренды, линиюскользящегосреднего,котораясглаживаетслучайныефлуктуацииипрослеживает тенденцию изменения данных.Линейные тренды отличаются простотой реализации и позволяютопределить тенденцию изменения исследуемого процесса за минимальныйинтервал времени. Таким образом, при отсутствии сигналов СНС длякоррекции ИНС использованы линейные прогнозирующие тренды.Для долгосрочной коррекции автономной ИНС применяется алгоритмсамоорганизации.В третьей главе представлены критерии оценки эффективностииспользования КОИ на борту ЛА.Исследованы критерии оценки эффективности применения КОИ прииспользовании ИНС, корректируемой с помощью спутниковых систем.Эффективность проведения коррекции обычно оценивается на основе анализарезультатов полунатурного и летного экспериментов.

Разработан критерийоценкиэффективностииспользованияКОИинформациивпроцессефункционирования навигационных систем в полете.Представлены известные критерии оценивания эффективности КОИпосле проведения летных испытаний и наземной обработки полученнойинформации. Оцениваются параметры распределения погрешностей СНС иКОИ с помощью методов статистического оценивания. Для получениядостовернойоценкиСКОпомалойвыборкезначенийпогрешности17применяется метод последовательного анализа.Представленные критерии эффективности КОИ предполагают наличиеданных летных экспериментов, проведение которых является трудоемким идорогостоящим мероприятием.

Полученные априорные данные могут несовпадать с данными в каждом конкретном полете из-за меняющейся ситуациии условий полета. Поэтому разработан способ оценки эффективности КОИ впроцессе полета.Разработан критерий оценки эффективности применения КОИ сиспользованием текущей информации, полученной на борту ЛА.Для определения СКО СНС, а для определения СКО КОИ предложеноиспользовать информацию, получаемую в полете с помощью алгоритмафильтрации. В условиях исчезновения сигналов СНС информация о текущейковариационной матрице ошибок оценивания отсутствует, поэтому предложеноиспользовать прогнозные значения.Четвертая глава посвящена экспериментальным исследованиям.

Длямоделирования использована тестовая математическая модель погрешностейИНСитиповаямодельпогрешностейСНС.Моделипогрешностейнавигационных систем сформированы с использованием датчиков случайныхчисел.Рассмотрены схемы коррекции ИНС в выходном сигнале с помощьюалгоритма оценивания, а также с помощью алгоритма прогноза. Для проверкиработоспособностиалгоритмовиспользованаматематическаямодельпогрешностей ИНС.В заключении приведены основные результаты диссертационнойработы.18ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННЫЕ СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ1.1. Инерциальные навигационные системы и их погрешностиСамым распространённым типом навигационных систем в настоящеевремя являются системы, в которых используется гиростабилизированнаяплатформа (ГСП)[9, 46, 94]. ГСП может быть построена на гироскопахразличных типов: лазерных и электростатических гироскопах, динамическинастраиваемых, поплавковых и других гироскопах.

ГСП имеет погрешноститипомприменяемыхгироскоповплатформы.Специфическиепогрешности,присущиегироскоповуспешно[9],обусловленныекомпенсируются,аиконструкциейразличнымдинамическийдрейфтипамГСП,достигающий в современных системах значительных величин по сравнению состаточными(послекомпенсируется.компенсации)Бесплатформенныепогрешностями,ИНС(БИНС)какдляправило,неполучениянавигационной информации относительно выбранной системы координатмоделируют математический маятник с периодом Шуллера посредствоминформации о линейных ускорениях и угловых скоростях несущего объекта.БИНС могут включать акселерометры, которые жёстко крепятся на борту ЛА,либо перемещаются по заданному закону, или акселерометры и измерители, иизмерители угловых скоростей [9, 94].Достоинствами БИНС по сравнению с платформенными ИНС (ПИНС)обычно считаются большая надёжность, простота эксплуатации и меньшаястоимость[94].Хотятребованиякточностнымхарактеристикамакселерометров и гироскопов более высокие.

Так как чувствительные элементыБИНС жёстко закреплены непосредственно на корпусе, ЛА находятся вчрезвычайно жёстких условиях эксплуатации.ИНС и ГСП в зависимости от ориентации осей акселерометров впространстве могут быть выполнены по геометрической, полуаналитической ианалитической кинематическим схемам.19Наиболеераспространённойявляетсяполуаналитическаясхемапостроения ИНС [7, 12]. Эта схема характеризуется тем, что система координатзапоминается в БЦВМ, а сопровождающий трёхгранник материализуетсяпосредствомГСПсакселерометрами.ИНС,построенныепополуаналитической схеме, могут быть реализованы на базе трёх двухстепенныхгироскопов или двух трёхстепенных гироскопов.

Интегрирование сигналов сакселерометров даёт информацию о скорости несущего динамического объекта.Двукратное интегрирование позволяет определить пройденный путь вдольсоответствующих осей.Способы алгоритмической коррекции БИНС и ПИНС отличаются видоммоделей, используемых в алгоритмах коррекции и типом доминирующихпогрешностей подлежащих коррекции [42, 65]. Способ построения моделей несодержит особенностей при использовании БИНС и ИНС.Погрешности автономных навигационных систем.Погрешности ИНС можно разделить на два типа: методические иинструментальные [42].Методические погрешности ИНС обусловлены способом проведенияизмерений.

К ним обычно относят ошибки, вызываемые, например, неточнымзнаниемструктурыипараметровгравитационногополяЗемлииколичественных 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 гироскопов и акселерометров, погрешности передачиинформации [9, 94].

Причиной ряда других ошибок служат конструкционнотехнологические факторы: погрешности выполнения посадочных баз подинерциальные датчики, а также нестабильность взаимного положения этих баз20вследствие деформации карданова подвеса в поле силы тяжести или старенияматериала подвеса. Последняя группа ошибок обусловлена погрешностяминачальной выставки, состоящими из неточности внешней информации иошибок устройств ввода данной информации в ИНС.Рассматривая реакцию автономной ИНС на определенные возмущающиефакторы, можно сделать выводы о характере погрешностей ИНС.Нулевой сигнал — это сигнал, который по каким-либо причинампоявляется на выходе акселерометра, в то время как в действительностиникакого ускорения нет. Этот сигнал обычно имеет небольшую величину,представляет собой колебания с периодом Шулера и может привести кзначительным 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.Погрешность ИНС в определении пройденного пути, обусловленнаяпогрешностями первого интегратора представляет собой синусоидальныеколебания с частотой Шулера.Доминирующее влияние на суммарную погрешность ИНС в определениипройденного пути оказывает скорость дрейфа гироскопов.