ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОГРЕШНОСТЕЙ БЕСКАРДАННОЙ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ В РЕЖИМЕ РУЛЕЖКИ И РАЗГОНА Текст научной статьи по специальности «Математика»

www.mai.ru/science/trudy/

Труды МАИ. Выпуск №84

УДК 527:519.8

Определение погрешностей бескарданной инерциальной навигационной системы в режиме рулежки и разгона

Вавилова Н.Б.*, Голован А.А., Кальченко А.О.**

Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова, Ленинские горы д. 1, стр. 52, Москва, 119899, Россия *e-mail: nb-vavilova@yandex. ru **e-mail: artem.kalchenko@gmail.com

Аннотация

Исследуются возможности оценки на этапе рулежки и разгона самолета составляющих погрешностей бескарданной инерциальной навигационной системы, которые меняются от запуска системы к запуску. Далее полученные оценки используются для коррекции показаний инерциальных датчиков в полете. Для решения задачи привлекается внешняя позиционная и скоростная информация спутниковой навигационной системы. Проведен ковариационный анализ поставленной задачи оценивания, который показал значимое повышение точности автономной навигации в дальнейшем полете.

Ключевые слова: бескарданная инерциальная навигационная система, калибровка, инструментальные погрешности БИНС.

Калибровка бескарданной инерциальной навигационной системы (БИНС) на стендах является необходимым этапом подготовки системы к эксплуатации ([1],[2]).

Однако в процессе работы БИНС параметры ее инструментальных погрешностей могут меняться, вследствие чего используемые калибровочные параметры БИНС могут не соответствовать реальности. Это обстоятельство, как следствие, приводит к увеличению ошибок автономной навигации. Наличие во время полета внешней информации, доставляемой спутниковой навигационной системой (СНС), позволяет проводить оценку инструментальных погрешностей по полетным данным. В статье [1] описан алгоритм докалибровки БИНС в полете и предложены специальные траектории полета, позволяющие оценить и компенсировать инструментальные погрешности и получить впоследствии приемлемую точность автономной навигации. Вместе с тем, среди инструментальных погрешностей БИНС есть такие, которые меняются от запуска к запуску. К ним относятся ошибки начальной выставки БИНС, а также, в некоторых случаях, смещения нулей ньютонометров. В данной работе исследуются возможности использования начального участка движения летательного аппарата (ЛА) по аэродрому - режим рулежки и разгона по взлетной полосе - для оценки указанных погрешностей с целью компенсации этих оценок в текущем полете для повышения точности автономного режима навигации.

Так же как и задача калибровки в полете, определение погрешностей БИНС в режимах рулежки и разгона ставится как задача оценки вектора состояния ошибок БИНС, включающего в себя параметры инструментальных погрешностей, при помощи внешней информации. В качестве такой информации привлекаются позиционная и скоростная информация, предоставляемая приемником сигналов

СНС, а также нулевое значение составляющих относительной скорости на возможных остановках ЛА.

В статье приводятся математические модели задачи оценки погрешностей БИНС при помощи информации СНС. Проводится ковариационный анализ точности оценивания, который показывает, что наличие маневров при движении ЛА по аэродрому обеспечивает оцениваемость азимутальной ошибки, угловых ошибок построения вертикали и погрешностей нулей горизонтальных (продольного и бокового) ньютонометров и датчиков угловой скорости.

Изложение основано на представлениях и соотношениях инерциальной навигации, изложенных в [3], [4]. Широко известные факты соответствующей теории приводятся без пояснений.

Математические модели оценки Математические модели алгоритма включают в себя модель инструментальных погрешностей датчиков угловой скорости (ДУС) и ньютонометров, уравнения ошибок БИНС, уравнения корректирующих измерений. Оценка вектора состояния ошибок БИНС, содержащего параметры инструментальных погрешностей, при помощи вектора измерений строится на основе фильтра Калмана.

БИНС включает в себя три однокомпонентных ньютонометра, три датчика угловой скорости и бортовой вычислитель, в котором реализованы навигационные алгоритмы. Числовые значения навигационных параметров называются модельными параметрами. Оси чувствительности ньютонометров и датчиков

угловой скорости жестко располагаются так, что с точностью до инструментальных погрешностей составляют ортогональный трехгранник Мг^^, далее называемый приборным, в проекциях на оси которого измеряется внешняя сила приложенная к точке М, а также проекции его угловой скорости . Результат измерения:

Л = / +¥г> ^ =Ю2 -У2 содержит вектор погрешности измерений ньютонометров

А/ = (/ /2, /)",

и вектор погрешности измерений датчиков угловой скорости

П = 2>К эУ ■

Полагается также, что собственные инструментальные погрешности каждого из ньютонометров включают в себя ошибку нулевого сигнала (ошибку нуля), ошибку масштабного коэффициента (ошибку масштаба) и высокочастотную составляющую, которая считается белым шумом.

С учетом сказанного вектор инструментальных погрешностей описывается соотношением

/ = / + Г/ +ДС, (1.1)

содержащим вектор погрешностей нулей

А/ = (/, А/°2, А/Э)т,

и матрицу масштабов и перекосов

Г11 0 01

г = Г 21 г г 22 0

г 31 г г32 г г 33 у

где Гц - погрешности масштабов, Г - погрешности установки ньютонометров (погрешности геометрии, перекосы), - вектор высокочастотных погрешностей типа белого шума.

Для погрешностей ДУС принимается аналогичная модель:

к, =У0 +®ю1 + у;, (1.2)

К = (п°„ Кз ),

( 0 011 0 012 0 1 013

0 = 0 021 0 0 22 0 023

0 0 032 0 033 у

На практике используются различные модификации уравнений ошибок БИНС ([3]). Их поведение описывается в осях трехгранника Мх, связанном с текущей географической вертикалью (ось Мх3), и ориентированном определенным образом в азимуте. В данной задаче предполагается, что вертикальный канал БИНС корректируется при помощи внешней информации, поэтому ошибки вертикального канала не включаются в вектор состояния. Выбирается следующий набор независимых переменных (индекс обозначает проектирование на соответствующую ось трехгранника Мх):

• Ду, Ду2 - полные ошибки местоположения;

• 8УХ ,8У2 -динамические ошибки определения горизонтальных составляющих у ,У2 относительной скорости движения;

• Д, Д, Д - составляющие вектора кинематической ошибки Д.

В этих переменных уравнения ошибок имеют вид:

А у =8УХ +ДУ2, Ау2 =8У2 -ДУХ, 8у = 2ы38У2 - й)0Ау - ¡2g + А/1,

8У2 = -2щ8У - ю02Ау2 + Дg + А/2, (1.3)

¡¡1 = ®3Д2 -®2Д + ^ Д2 = -®3Д1 + ®1Д3 + ^ Д3 = ®2Д1 -®1Д2 +^3-

В этих уравнениях

А/, = (А/1, А/2, А/3)т = ^тА/г, V, = = ¿4,

где Ь - матрица ориентации трехгранника М относительно М, определяемая в бортовом вычислителе БИНС, а>1 - квадрат частоты Шулера, g -номинальное значение ускорения силы тяжести.

Для калибровки БИНС используется информация, полученная от приемника сигналов СНС, о географической широте фс, долготе Хс и о северной УС и восточной УС составляющих вектора скорости. Эти параметры приемник определяет с некоторыми погрешностями.

Компоненты вектора коррекции 2 имеют вид:

гро3 = Л^т Ж' + ДАСОБ Ж' = Лу + ПР°, гроа = Л^соб ж' - ДАбш ж' = Лу2 + г2ро,

= ЛУЕ втж' + ЛУК СОБ Ж' = V + Г2Д3 + г™1, г? = ЛУЕ сов ж' - Л¥и вт ж' = V - ^'Д + г™1,

где

ЛА = (Х-Ас) ЯЕ соб^', Л V = V' - Vе

ЛУН у N у N,

ЛVЕ = V;- Vе,,

ср\ X, ГЕ, V; - модельные значения координат и скоростей, %'- модельное значение азимутального угла, гро", гро, г2е/, г™1 - погрешности информации СНС типа белого шума, , - широтный и долготный радиусы кривизны

Таким образом, вектор состояния динамической системы имеет вид

4 = (ЛУ1, Ду2,8Ух,8У2, д,д, кУОЛК 000000000

011, 012,013 , 021, 022, 023 ,031, 032,033,

лС ЛС ЛС г», г 21, г22, г31, г32, г33) ,

а вектор коррекции

( .уР0

Л21 ,

г = ( ¿Г", гро1, г?, )Т.

Задача сводится к построению оценок вектора состояния при помощи вектора коррекции, линейно зависящего от компонент вектора состояния, когда

математическая модель инструментальных погрешностей линейно зависит от совокупности неизвестных параметров, полагаемых константами. Для решения этой задачи используется фильтр Калмана.

Частный случай равномерного прямолинейного движения.

Рассмотрим случай равномерного прямолинейного движения, при котором система (1.3) с измерениями (1.4) стационарна. Без ограничения общности рассмотрим частный случай, когда самолет движется по экватору с постоянной скоростью. Пусть углы курса, крена и тангажа равны, соответственно,

¥ = 90°, у = 0° ,в = 0° ,х = 0°-

Горизонтальную и вертикальную составляющие вектора скорости выберем равными

У = У, У2 = 0,

проекции внешней силы, действующей на ЛА

/1 = /2 = 0,

составляющие угловой скорости приборного трехгранника

= ®г2 = 0

У

со~ = и +—,

23 Я

где и - модуль угловой скорости вращения Земли

При этом часть переменных вектора состояния естественным образом исключаются из уравнений ошибок, а следовательно, эти переменные ненаблюдаемы.

Получим наблюдаемые комбинации фазовых переменных задачи оценивания. Введем новые переменные, содержащиеся в позиционных и скоростных измерениях:

Л = АУ1 Л2 = АУ2, Лз = У Ла = 8У2 - УД

и выделим независимые наблюдаемые комбинации путем многократного дифференцирования этих измерений в силу системы дифференциальных уравнений ошибок БИНС. Наблюдаемые комбинации будут таковы

Л =4^

Л 2 = АУ2,

Лз =8У1,

Л4 = 8У2 - УДз,

Лз =- g(¡2 + Ау / а) + /,

Лб = g(¡1 - Ау2 / а - Г32) - А/Из - У {(и + У)(Д + в2з) + V:,'

Я

V Я У

У

Л7 =-^3 -в33(и + -X

У

Л8 = < + (в1з -Дз)(и + -),

У

Л9 = (и + - )(Д + в23) +

Я

Они удовлетворяют системе уравнений:

11 = 1 1 = 14, 13 = 1, 1 =l6,

15 = §11 -®021з,

/

16

§ - + ") Я

V, 2.

18 -®0 l4,

V Я у

11 = 0

1 = -0 + ^ )19, 19 = (М + ^ )18,

=11 + гГ, =12 + /Г,

^ =13 + г^,

^ =14 + .

Из вида выражения для 15,1 следует, что погрешности нулей ньютонометров не разделимы с угловыми ошибками построения вертикали с^ ,а2 : ах= Д- Лу2 / а, а2 = Д + Лу / а (а -большая полуось навигационного эллипсоида Земли). Из вида уравнения для 14,18 следует, что азимутальная ошибка, определяемая выставкой, также не наблюдается отдельно.

Размерность наблюдаемого подпространства равна 9, следовательно, можно сделать вывод, что вектор состояния БИНС целиком не наблюдаем.

Результаты ковариационного анализа

Предыдущий пример приведен для иллюстрации того обстоятельства, что для оцениваемости компонент вектора состояния необходимы маневры. Рулежка по аэродрому может содержать развороты, кроме того, разгон по взлетной полосе является нестационарном участком, на котором разделяются скоростные динамические и кинематические ошибки БИНС. Окончательный вывод об оцениваемости тех или иных составляющих вектора состояния может дать ковариационный анализ точности оценки, проводимый с учетом характерных значений параметров систематических и шумовых составляющих погрешностей.

Таким образом, анализ точности калибровки БИНС на участке рулежки и разгона производился в рамках ковариационных соотношений, без построения модельных реализаций. Для оцениваемых параметров были приняты следующие априорные среднеквадратические погрешности:

ай = 5", а о = 0.005° / час, а„ = 40"* g, аг = 3-Ю"5, стг = 6,

р3 V 1 и 1 у

а&11= 1-10"5, а&и= 6"(1,у = 1,2,3, \ ф у).

Эти значения соответствуют среднеквадратическим погрешностям параметров БИНС в процессе эксплуатации. Среднеквадратические погрешности шумов ньютонометров и ДУС предполагаются равными

а = 10"3 м / с32, а 0,1°/>/час.

на частоте 1 Гц; шумов спутниковых измерений

а о = 5м, ауе1 = 0,3м / с (/ = 1,2).

Была смоделирована следующая траектория: три равномерных прямолинейных движения в течение 5 минут с последующим поворотом на угол 90°, затем разгон от 0 до 150 м/с по полосе длиной 1500 м.

Моделирование показывает, что подобная траектория позволяет оценить нули ньютонометров с разумной точностью, а также оценить погрешности выставки системы в азимуте и по вертикали, но не позволяет оценить нули датчиков угловой скорости.

На нижеприведенных графиках показано поведение стандартных отклонения (СО) соответствующих ошибок оценок.

угл мин

6.00 -

5.00 -4.00 -3.00 -2.00 -1.00 -0.00 -

ч-ООгмштнтслтг'^гмюоч'ОО т т сл 00 сек

*-|1-|гчгчгчтт^}-^!-1Л1Л1Л ю ю г- г-- Об 00

рз

Для оценивания эффективности использования оценок, полученных в процессе рулежки и разгона, производилось моделирование алгоритмов автономной навигации с учетом компенсации оцененных инструментальных, угловых погрешностей и без компенсации. Имитируемая траектория состояла из прямолинейных участков и поворотов. Моделировался полет самолета в течение 1 часа. Критерием качества осуществленной докалибровки БИНС была выбрана величина

р=+

где А^, АЛ - ошибки в определении широты и долготы. Без проведенной компенсации ошибка автономной навигации составила порядка 4400 м. Использование описанных в работе оценок позволило повысить точность навигации до 1890 м.

Выводы

Приведены модели задачи оценки погрешностей БИНС в режиме рулежки и разгона. Математическая постановка данной задачи аналогична постановке задачи калибровки БИНС в полете [3].

Исследованы возможности оценивания составляющих погрешностей БИНС, меняющихся с каждым запуском, на участках рулежки и разгона путем проведения ковариационного анализа точности оценивания. Показано, что компенсация оценок, полученных на начальном участке, далее при автономной навигации в позволяет значимо повысить ее точность.

Библиографический список

1. Васинёва И.А., Кальченко А.О. Анализ точности калибровки бескарданной инерциальной навигационной системы в полете в зависимости от некоторых типов эволюций самолета. // Вестник Московского университета. Математика. Механика. 2014. № 1. - С. 65-68.

2. Вавилова Н.Б., Парусников Н.А., Сазонов И.Ю. Калибровка бескарданных инерциальных навигационных систем при помощи грубых одностепенных стендов // Современные проблемы математики и механики. Прикладные исследования. 2009. Том I. C. 212-222.

3. Голован А.А., Парусников Н.А. Математические основы навигационных систем. Часть I. - М.: МАКС Пресс, 2011. - 136 с.

4. Голован А.А., Парусников Н.А. Математические основы навигационных систем Часть II. - М.: МАКС Пресс, 2012. - 172 с.