Перов А.И., Харисов В.Н. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования (4-е издание, 2010) (1142025), страница 108
Текст из файла (страница 108)
Для примера на рис. 17.14, а, б приведены зависимости ошибок определения угловой ориентации в автономной БИНС типа МЕМЯ и в ИСНС. ссф,..ля ыин 4000 сс,~,, мл мин оо 1о оо зо аз зо ~о оо ' с оо /, с 1о а) б) Рис. 17.14. СФО оценки угловых координат в БИНС (а) и ИСНС ® Дальнейшее повышение точности оценивания угловых координат возможно при использовании тесносвязанной схемы ИСНС (см. п. 17.2.1). Это достигается за счет применения более полных моделей ошибок ИНС, включающих ошибки 676 Интегрированные инерциально-спутниковые навигационные системы параметров ориентации и ошибки их производных.
На рис. 17.15 приведены соответствующие зависимости ошибок оценивания углов ориентации, полученные в результате моделирования алгоритма, описанного в п. 17.2.2 117.29]. 86 06 0 0 20 40 60 80 100 120 140 160 1,с Рнс. 17.15. СФО оценки угловых координат в тесносвязанной ИСНС В [17.23] разработаны и реализованы в виде программного обеспечения оригинальные алгоритмы оценивания погрешностей углов ориентации БИНС, точность определения которых, полученная в результате летных испытаний, составила 1' (1о) для углов крена и тангажа и 10' (1ст) для угла курса, что согласуются с результатами 117.3].
Высокая точность определения параметров ориентации продемонстрирована в 117.20], где СКО ошибок углов ориентации составило 2'...4' в зависимости от вида использованной информации (позиционная, позиционно-скоростная). На рис. 17.16 а), б) приведены зависимости ошибок углов ориентации и результаты калибровки гироскопов, опубликованные в 117.23]. 0.10 о.о о со .а1О оз о аю «ю аю аю 1аю о аю «ю аю аю 1аю Нао (оос1 Воо1оос~ а) б) Рис.
17.16. СКО оценки угловых координат в глубокоинтегрированной ИСНС 677 Глава 17 17.3.2. 'Точность интегрированных инерциально-спутниковых систем навигации в автономном режиме Результатом высокой точности определения параметров модели ошибок ИНС является возможность сохранения высокоточной навигации в течение длительных интервалов времени при затенении сигналов НС, воздействии преднамеренных помех с уровнем выше порогового и т.п. На рис. 17.17 а, б представлены результаты работы слабосвязанного алгоритма ИСНС, описанного в п. 17.2.3, в условиях долговременного отсутствия сигналов навигационных спутников при использовании ИНС низкой точности (типа МЕМЯ). абсолютная ошибка координат,и 1400 1200 1000 800 600 400 200 0 0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 бс а) абсолютная ошибка скорости, и/с 18 14 12 10 б) Рис.
17.17. Характеристики слабосвязанного алгоритма ИСНС при пропадании сигнала СРНС (автономный режим) 678 Интегрированные инерииально-спутниковые навигационные систеиы Ряд алгоритмов ИСНС (например, как в п. 17.2.4) разрабатывается специально для повышения точности автономных навигационных определений во время сбоя СРНС. В табл. 17.3 приведены обобщенные результаты моделирования и эксперимента алгоритма из п.17.2.4. Для сравнения даны характеристики дрейфов автономной БИНС. Эксперимент проводился на автомобиле, использовалась аппаратура БИНС ГЛ-1Д производства ЗАО «НПК Электрооптика».
Таблица 17.3. Рост погрешностей автономных навигационных определений во время сбоя СРНС По данным таблицы можно констатировать экспериментально подтвержденное повышение точности координатных определений в 4 раза. Моделирование же показывает потенциально достижимое повышение точности в 40 раз. Подобное расхождение результатов эксперимента и моделирования вытекает из упрощения выбранной модели ошибок ИНС.
Также в эксперименте наблюдается уменьшение выигрыша в сокращении скорости роста ошибок по сравнению с моделированием, что объясняется рядом дестабилизирующих факторов: отсутствие синхронизации измерений СРНС и ИНС; наличие рычага между приемной антенной СРНС и центром чувствительности ИНС; вибрация корпуса автомобиля и неровность дороги, приводящие к появлению дополнительных высокочастотных составляющих в погрешностях ИНС; погрешность математической модели ошибок ИНС. Результаты работы современных ИСНС с ИНС высокого класса точности в условиях долговременного отсутствия сигналов НС представлены на рис. 17.18 для аппаратуры 1.Х-2000 ~17.251.
Ошибка по апво1е, и Рис. 17.18. Характеристики аппаратуры 1.Х-2000 при долговременном отсутствии сигналов НС 679 Глава 1 7 В табл. 17.4 представлены точностные характеристики ИСНС 1.Х-2000 при долговременном отсутствии сигналов НС [17.121. К сожалению, сведения о примененном алгоритме отсутствуют.
Таблица 17.4. Точностные характеристики ИСНС ЬМ-2000 17.3.3. Помехоустойчивость интегрированных инерцнально-спутниковых систем навигации В Российской Федерации официальные требования к помехоустойчивости НАП СРНС, в том числе и ИСНС, отсутствуют. Типовые требования к помехоустойчивости НАП СРНС и ИСНС, соответствующие зарубежным стандартам, приведены в табл. 17.4 [17.26]. Таблица 17.4. Требования по помехоустойчивости НАП СРНС Основными факторами, ограничивающими помехоустойчивость НАП СРНС, являются [17.151, [17.301: кратковременная нестабильность частоты опорных генераторов НАП и НКА; дрейф погрешностей измерений ИНС.
Как было показано в гл. 8, наиболее уязвимой для помех является система ССФ. Поэтому для оценки помехоустойчивости ИСНС достаточно рассчитать только помехоустойчивость системы ССФ. В [17.301 приведена методика расчета помехоустойчивости комплексной системы ССФ при наличии скоростной поддержки от ИНС. Показано, что полоса (и помехоустойчивость) такой комплексной системы ССФ/ИНС не зависит от динамики движения носителя НАП, но определяется лишь динамикой уходов частоты ОГ и динамикой погрешностей скорости ИНС.
Причем параметры динамики ОГ (Бог) и динамики по- 680 Интегрированные инерциально-спутниковые навигационные системы грешностей скорости ИНС (синс ) сведены к единому суммарному параметру динамического возмущения 5~ = Янис +Лог. Ниже дана методика расчета предельной помехоустойчивости системы ФАП при заданном параметре 5 . 1. Исходные данные: Д вЂ” несущая частота радиосигнала; АРс — полоса сигнала; Л(ог (~) [Гц], г„,.„, < ~ < ~„„„, — экспериментальная выборка дрейфов частоты ОГ относительно несущей До; Я'инс (Г) [мlс1', Г„,„, < г < ~„,„„, — экспеРиментальнаЯ выбоРка погРешности скорости ИНС в проекции на ту ось, где динамика погрешности наибольшая; А, — апертура ДХ дискриминатора фазы (360' — 1 тип, 180' — 2 тип); Т, — длительность интервала преддетекторного накопления в корреляторе (для дискриминатора фазы, учитывающего смену символа навигационного сообщения).
2. По выборкам ЛДг(г), Я'инс(~) определяется спектральная плотность эквивалентного суммарного шума динамических возмущений Я~: ~г 2 г (2~(о '1 ~х = (2~г) ~ог+'[ ~ синс Т с (17.52) где 0о„- дисперсия приращений (в Гц) процесса ф~г(г) за интервал дискретизации Т; синс - дисперсия приращений (в м'/с') процесса Я;щс(г) за интервал дискретизации Т . 3. Искомое значение предельной помехоустойчивости (К„) при использовании дискриминатора фазы, не учитывающего смену символа навигационного сообщения ( А, = 2к ), выражается формулой 8 Кп (АдСА )3 Лрс . 3 4 Ят (17.53) где С =0,076.
68! 4. Искомое значение предельной помехоустойчивости при использовании дискриминатора фазы, учитывающего смену символа навигационного сообщения ( А, = г ), выражается формулой Глава 17 (17.54) 1-й тип дискриминатора (А =360') д 10 10 10 10 -1 я Ю 10 10 10 10 10 10 10 10 ((з /т), Г з 10 Рис. 17. 19.
Множества допустимых значений характеристик ИНС и ОГ при различных значениях заданной помехоустойчивости. Дискриминатор фазы ориентирован на сигнал без модуляции навигационным сообщением 682 где С, = 0,076. Применение изложенной методики, например, к сигналам ГЛОНАСС СТ (АР~=1,022 МГц, 7 =1600 МГц, Т~=10 мс) дает графики рис. 17.19 — 17.20. Каждый график является кривой, которая ограничивает сверху область допустимых значений характеристик ИНС финс /Т) и ОГ аког ~Т). Координаты любой точки, лежащей под кривой, представляют пару допустимых значений указанных параметров для данной помехоустойчивости.
На каждом рисунке представлено по 5 кривых для пяти наиболее актуальных значений помехоустойчивости. Данные рис. 17.19 и 17.20 отличаются различным выбором типа дискриминатора фазы. Интегрированные инерциально-спутниковые навигационные системы 2-й тип дискриминатора (А =180') к 10 10 10 10 х 10 0ТК 10 10 10 10 10 10 10 10 10 <ооглх гц' Рис. 1720. Множества допустимых характеристик ИНС и ОГ при различных значениях заданной помехоустойчивости. Дискриминатор фазы ориентирован на сигнал с модуляцией навигационным сообщением Наиболее очевидным применением представленных графиков с точки зрения разработчика НАП является подбор совокупности параметров (синс /Т),(.Оог /Т) для достижения заданной помехоустойчивости при работе по сигналам ГЛОНАСС СТ. Менее очевидный вывод, следующий из сопоставления семейств графиков рис.
17.19 и рис. 17.20, заключается в том, что при одних и тех же характеристиках ИНС и ОГ применение фазовых дискриминаторов 1-го типа с сигналами, не модулированными навигационным сообщением, способно повысить помехоустойчивость ССФ более чем на 10 дБ, что подтверждается другими публикациями. Анализ динамических характеристик погрешностей существующих типов ИНС и опорных генераторов с точки зрения описанной методики показывает, что выигрыш в помехоустойчивости может существенно варьироваться (от 0 до 15 дБ). При идеальных ИНС и ОГ помехоустойчивость НАП ограничивается нестабильностью частоты несущей радиосигнала НКА и составляет Ка =45 дБ для сигнала СТ ГЛОНАСС, не модулированного навигационным сообщением, и К„=36 дБ для сигнала СТ ГЛОНАСС, модулированного навигационным сообщением.
Данные цифры получены на основе ИКД ГЛОНАСС, а также измерений девиации Аллана для фазовых шумов несущей НКА ГЛОНАСС-М, проведенных в 117.331. Также установлено, что при использовании ИНС навига- 683 1лава 17 ционного класса точности, помехоустойчивость ИСНС потенциально может быть ограничена скорее из-за фазовых шумов несущей радионавигационного сигнала (и пользовательского ОГ), чем из-за динамики ошибок ИНС.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
